Studija elektronskih upravljačkih sistema na poluprirodnom ispitnom stolu sa povratnom spregom

Prije nego što se izvedu mehanička i klimatska ispitivanja na polu-prirodnom postolju u zatvorenoj petlji, elektronički dio upravljačkog sistema se testira na potpuni rad. Verifikacija softvera zajedno sa stvarnim hardverom za ispravno funkcionisanje vrši se prilikom simulacije buke, kvarova, kvarova raznih vrsta i degradacije parametara sistema.

Testiranje zatvorene petlje vam omogućava da identifikujete i eliminišete mnoge sistemske greške u ranim fazama projektovanja, pre nego što uđete u skupe testove pogona i leta.

Poluprirodni štand za ispitivanje elektronskih upravljačkih sistema u zatvorenoj petlji sadrži simulatore signala sa senzora i aktuatora, personalni računar sa pomoćnim softverom koji obezbeđuje rad kompleksa u različitim režimima i personalni računar u kojem je izrađen matematički model motor i njegove hidromehaničke jedinice koje rade u realnom vremenu. Ispitani elektronski sistem je povezan sa simulatorima senzora i aktuatora.

Simulatori senzorskih signala pretvaraju digitalne ulazne signale sa personalnog računara sa matematičkim modelom motora u izlazne signale identične po električnim parametrima signalima sa stvarnih senzora. Skup simulatora odgovara broju i vrstama senzora instaliranih na motoru. Na primjer, simulator termistora generiše ekvivalentni otpor kruga izlaznog signala kada je kontrolirani izvor struje povezan na ovo kolo s razinom proporcionalnom ulaznom kodu. Simulator se sastoji od registra, digitalno-analognog pretvarača, strujnog generatora, naponskog drajvera proporcionalnog jačini struje, sumirajućeg pojačala i omskog djelitelja.

Simulatori izvršnih uređaja stvaraju električno opterećenje za izlazna kola sistema, ekvivalentno po električnim parametrima stvarnom opterećenju, i generišu digitalni signal proporcionalan upravljačkom signalu, koji se dovodi na ulaz personalnog računara sa matematičkim modelom. motora.

Softver za postolje

Simulatori svakog senzora i aktuatora su izrađeni kao zasebne ploče.

Softver za postolje sadrži:

Modeli gasnoturbinskog motora i njegovih hidromehaničkih jedinica u realnom vremenu;

Softverski moduli koji osiguravaju rad ulazno-izlaznih uređaja, konverziju i kodiranje signala;

Komunikacioni moduli sa sistemskim tajmerom za organizaciju režima u realnom vremenu;

Moduli za prikaz informacija u obliku grafikona i tablica u stvarnom vremenu;

Moduli koji daju zadatak za izdavanje i primanje test signala u načinu izvršavanja programa korak po korak;

Kontrolni programi za uređaje na poluvelikom stalku itd.

U toku ispitivanja na poluprirodnim štandovima istražuje se zajednički rad hardvera i softvera u prolaznom i stacionarnom režimu rada. Kako bi se osigurala stabilnost i potreban kvalitet regulacije u čitavom spektru uslova leta, dorađuju se osnovna podešavanja digitalnih kontrolera, razrađuju algoritmi za rad ugrađenog upravljačkog sistema i logika pariranja. kvarovi se provjeravaju. Osim toga, provodi se integrirano testiranje hardvera i softvera.

Proučavanje uticaja električnih uticaja

Na elektronske regulatore GTE-a utiču različiti elektronski uređaji na brodu, razgranati komunikacioni vodovi, moćni izvori električne energije, kao i eksterni izvori elektromagnetnih smetnji (radarske stanice, visokonaponski dalekovodi, udari groma, itd.). S tim u vezi, potrebno je sveobuhvatno istražiti otpornost sistema na buku u laboratorijskim uslovima prije ispitivanja na pogonskim štandovima i letećim laboratorijama.

Za to se sistemi testiraju određene vrste uticaji: elektromagnetna kompatibilnost; sekundarni efekti pražnjenja groma; nestabilnost električne mreže u vozilu i sl. Kritične situacije tokom leta mogu nastati pod složenim uticajem niza faktora. Na primjer, udar groma, pored direktnog udara na elektroničku jedinicu i komunikacijske linije

može dovesti do značajnih odstupanja u radu mreže na vozilu i na taj način dodatno utjecati na rad elektronskog regulatora.

Prilikom izvođenja ovakvih ispitivanja elektronskih upravljačkih sistema motora, efikasno je koristiti automatizovani kompleks koji se sastoji od simulatora sekundarnih efekata pražnjenja groma, nestabilnosti električne mreže u vozilu, sredstava za simulaciju smetnji i kvarova i hardvera. i softver koji omogućava simulaciju rada elektronskih upravljačkih sistema u zatvorenoj petlji.

Istraživanje elektromagnetske kompatibilnosti elektronskih upravljačkih sistema motora. Ispitivanje elektromagnetne kompatibilnosti elektronskih kontrolnih sistema uključuje ispitivanje elektromagnetnih smetnji koje generiše sam sistem i osetljivosti na elektromagnetne smetnje od drugih sistema na brodu. Zahtjevi za elektromagnetnu kompatibilnost elektronskih sistema utvrđuju se ovisno o posljedicama uzrokovanim kršenjem njihovog funkcionisanja.

1

Rad razmatra sistem automatska kontrola gasnoturbinski motor (ACS GTE) za avion u pokretu i izvršena je analiza njegovog funkcionisanja, uzimajući u obzir međusobni uticaj dinamike jedinice za merenje goriva i dinamike motora. Prikazani su rezultati modeliranja rada ACS GTE za idealan sistem i za sistem sa eksperimentalnim parametrima. Otkrio i potkrijepio ideju podjele kontrolnog objekta na dva dijela: jedinicu za doziranje goriva i motor. Na osnovu studije, autori predlažu korišćenje matematičkih modela izdvojenih delova sistema u strukturi ACS GTE, kao i inteligentni pristup uvođenju logičkog bloka u strukturu radi poboljšanja kvaliteta upravljanja. Takav pristup dizajnu ACS GTE omogućit će uzimanje u obzir dinamike odvojenog izvršnog dijela sistema i samog motora, kao i njihov međusobni uticaj.

automatski sistem upravljanja

gasnoturbinski motor

mobilni avion

pokretački mehanizam

jedinica za doziranje goriva

matematički model

1. Naučni doprinos stvaranju avionskih motora. U dve knjige. Knjiga 1 H34 / rola. autori; godine ukupno ed. V.A. Skibin i V.I. Usoljena govedina. - M.: Mašinstvo, 2000. - 725 str.: ilustr.

2. Fuzzy modeliranje i upravljanje / A. Pegat; per. sa engleskog - M.: BINOM. Laboratorij znanja, 2009. - 798 str.: ilustr. - (Adaptivni i inteligentni sistemi).

3. RF patent br. 2013152562/06, 26.11.2013. / Nasibullaeva E.Sh., Darintsev O.V., Denisova E.V., Chernikova M.A., RU 237665 C1 Uređaj za doziranje goriva u motor gasne turbine Rusije br. 2537665.2013. Bul. br. 1.

4. Problemi projektovanja i razvoja sistema automatskog upravljanja i praćenja gasnoturbinskih motora / S.T. Kusimov, B.G. Iljasov i V.I. Vasiljev i dr. - M.: Mashinostroenie, 1999. - 609 str.

5. Projektovanje sistema automatskog upravljanja gasnoturbinskim motorima / ur. B.N. Petrov. - M.: Mashinostroenie, 1981.-- 400 str.

Poznato je da je prednost modernih mobilnih letećih objekata to što velike manevarske brzine otežavaju presretanje vozila u pokretu. Postoji i mogućnost korištenja raznih kombinacija visina i brzina leta: glavnim dijelom putanje aparat leti na velikoj visini sa malim aerodinamičkim otporom, a ispred cilja dostiže malu visinu, sa maksimalnom mogućom visinom. brzina leta, što takođe otežava presretanje. Postoji mogućnost korištenja različitih manevara na bilo kojem dijelu putanje.

Elektrana (SU) složenog aviona je kratkotrajni gasnoturbinski motor, au nekim slučajevima i ramjet motor.

U pravilu se na automatski upravljački sistem (ACS) objekata takvih upravljačkih sistema postavljaju sljedeći zahtjevi:

• visoka tačnost održavanja navedenih parametara;
• minimalna složenost tehničke izvedbe;
• mogućnost prelaska iz jednog načina rada u drugi (prilikom manevra) bez smanjenja kvalitete kontrole.

Da bi se ispunili svi navedeni zahtjevi, potrebno je razviti novi pristup izboru strukture ACS-a, sintezi upravljačkih algoritama i njihovoj tehničkoj implementaciji. Ova konstatacija je zasnovana na analizi rezultata terenskih ispitivanja i na prethodnim teorijskim studijama.

Objasnimo na konkretnom primjeru.

Razmotrimo najjednostavniji ACS sa kontrolnim objektom ove klase (slika 1, a).

Rice. 1. a - najjednostavniji ACS GTE (X 0 - specificirana vrijednost parametra, X - razrađena vrijednost parametra, ξ - sistemska greška, u - upravljački signal); b - predložena struktura ACS GTE sa podijeljenim kontrolnim objektom na ADT i GTE

Prema ranije razvijenom konceptu, aktuator (IM) i motor su posmatrani kao jedna celina: nepromenljivi deo sistema.

Ovaj pristup se dokazao u sintezi upravljačkih algoritama za gasne turbinske motore za civilne aviona ili za transportna avijacija... Za takve upravljačke objekte, dinamički procesi u sistemu goriva odvijaju se mnogo brže nego u motoru, pa je njihov utjecaj na GTE jednostavno zanemaren.

Situacija je drugačija sa kratkotrajnim GTE-ovima. U njima se prolazni procesi u jedinici za dovod goriva i motoru događaju gotovo istovremeno. Ova izjava je više puta potvrđena rezultatima terenskih ispitivanja.

Na osnovu prethodno navedenog, izdvojimo GTE i IM - jedinicu za doziranje goriva (FDU) kao zasebne veze (slika 1, b).

Provođenjem jednostavne studije rada ACS GTE (slika 1, b), koja se sastoji u različitim kombinacijama parametara za funkcije prijenosa za GTE i vjetroturbinski motor, utvrđeno je da je kvalitet kontrole ( preciznost, prisutnost prekoračenja, margine stabilnosti) naglo se mijenja pri prelasku iz načina rada u način ... Stoga problemi analize kvaliteta upravljanja i sinteze upravljačkih algoritama za objekte ove klase postaju vrlo hitni.

Cilj rada je proučavanje ACS gasnoturbinskog motora složenog aviona, uzimajući u obzir dinamiku parametara izvršnog dijela sistema i motora.

Formulacija problema

Razmotrite ACS GTE prikazan na Sl. 1, b. Sistem se sastoji od uporednog elementa (ES), regulatora, vjetroturbine i gasnoturbinskog motora. Početna vrijednost broja okretaja n0 i rezultujuća vrijednost broja okretaja n se primaju na ulaz ES-a, na izlazu se formira neusklađenost ulaznih parametara i formira se sistemska greška - ξ. Greška dolazi na ulaz regulatora, na izlazu se generira upravljački signal u koji se dovodi na ulaz vjetroturbine, na izlazu se generira signal potrošnje goriva Gt koji se dovodi na ulaz vjetroagregata. gasnoturbinski motor i shodno tome se na ulazu ES generira signal n.

Prijenosne funkcije vjetroturbine i GTE su inercijalne veze prvog reda, gdje je vremenska konstanta T = 0,7 s, pojačanje je k = 1. Regulator je izodromska karika, čija je prijenosna funkcija sa pojačanjem k = 1, vremenska konstanta T = 0,7 sek.

Neophodno je proučiti sistem automatskog upravljanja gasnoturbinskim motorom i analizirati kvalitet upravljanja, uzimajući u obzir dinamiku vetroturbine i gasnoturbinskog motora.

Metoda rješenja

S obzirom da je u predloženoj ACS GTE shemi upravljački objekat podijeljen, preporučljivo je uvesti nelinearne modele odvojeno za vjetroturbinu i GTE i simulirati rad sistema, uzimajući u obzir dinamiku rada njegovih elemenata.

U cilju proučavanja gore opisanog ACS GTE, predlaže se i uvođenje matematičkih modela vjetroturbine i GTE u strukturu sistema kako bi se poboljšao kvalitet upravljanja cjelokupnim sistemom u cjelini. Na sl. 2 prikazuje dijagram takvog ACS GTE.

Rice. 2. Predloženi ACS GTE, koji uključuje regulator, ADT, GTE, model ADT, model GTE i LB

U logičkom bloku (LU) analiza ulaznih signala se vrši na sljedeći način: na osnovu eksperimentalnih podataka i stručnih zaključaka gradi se baza znanja. U odnosu na njega formiraju se funkcije pribora za ulazne parametre LU, kao i za izlazne signale. Opis ovih pristupa je dobro poznat. Nakon formiranja potrebne promjene, LU šalje odgovarajuće signale na ulaz uporednog elementa, formirajući kontrolni signal koji ide na ulaz ADT-a i njegovog modela. LU prima dva signala: neusklađenost modela vjetroturbine i plinskih turbina sa modelima vjetroturbine i plinskih turbina - greška modela (ξmodelei) i neusklađenost vjetroturbine sa modelom vjetroturbine - vjetar greška turbine (ξ ADT). Kao što pokazuje praksa, GTE greška je mala i ne uzima se u obzir tokom studije.

Rezultati simulacije

Hajde da sprovedemo studiju ACS GTE u grafičkom simulacionom okruženju Simulink.

Za procjenu kvaliteta upravljanja ACS GTE uvodimo sljedeće zahtjeve:

Margina stabilnosti amplitude: ne manje od 20 dB;

Margina fazne stabilnosti: od 35 do 80 °;

Prekoračenje: ne više od 5%;

Statička greška: ne više od ± 5% (± 0,05);

Vrijeme regulacije: ne više od 5 s.

Prilikom simulacije sistema (sl. 1, b) utvrđeno je da je samo pri vrijednostima vremenske konstante (T) za prijenosne funkcije vjetroturbine i GTE T = 0,7 s, T = 0,5 s, T = 1 s i koeficijent prijenosa k = 1 sistem radi optimalno, ispunjavajući zahtjeve za kvalitetom upravljanja i stabilnošću sistema. Ovo sugerira da sistem mijenja parametre kada radi u drugim režimima, čiji kvalitet kontrole možda neće zadovoljiti zahtjeve.

Stoga ćemo za ACS GTE prihvatiti vrednost vremenske konstante T = 0,7 s i pojačanje k = 1 i smatraćemo sistem idealnim, uzetom kao standard u narednoj studiji.

Koristeći eksperimentalne podatke dobijene tokom različitih prolaza ruta, odabrane su tačke povezane sa promjenom visine i brzine leta: u vremenu od 50, 200, 500 s.

Prema poznatim formulama, koristeći eksperimentalne podatke na odabranim tačkama, dobijene su vrijednosti vremenske konstante i pojačanja za vjetroturbinu i GTE. Prilikom simulacije u ACS GTE šemi, ADT i GTE modeli su naizmjenično mijenjani sa dobijenim eksperimentalnim parametrima ADT i GTE, što je omogućilo analizu sistema prema gore opisanim zahtjevima. Ubuduće ćemo u ovom radu koristiti vrijeme simulacije od 50 s, jer će to biti dovoljno za proučavanje.

Rice. 3. Rezultati modeliranja ACS GTE tokom simulacije 50 s: a - prolazni proces ACS GTE sa eksperimentalnim podacima (-), ACS GTE sa modelima ADT i GTE (- -); b - idealan ACS GTE; c - ACS GTE sa modelima

Rezultati simulacije ACS GTE za vrijeme od 50 s prikazani su na Sl. 3. Modeliranje sistema sprovedeno je u tri faze: za idealnu šemu, sa parametrima korišćenim u projektovanju sistema automatskog upravljanja gasnoturbinskog motora, kao i za sistem sa eksperimentalnim podacima i sistem koji koristi gore opisani pristup sa matematičkim modelima vjetroturbinskih i gasnoturbinskih motora za korekciju rada cijelog sistema.

Kao što se vidi sa slike, prelazni proces sa idealnim parametrima prenosne funkcije za vetroturbinu i gasnoturbinski motor se uspostavlja tokom vremena regulacije, koje iznosi 5 s; sistem sa eksperimentalnim vrednostima je prilično inercijalan i ne ispunjava zahteve kvaliteta upravljanja i stabilnosti; za podešavanje ACS-a gasnoturbinskog motora uvedeni su matematički modeli vetroturbine i gasnoturbinskog motora, što je smanjilo reguliše vreme i počeo da se pridržava zahteva.

Kao što se vidi sa sl. 3, c, prelazni proces predloženog ACS GTE je lošijeg kvaliteta: vrijednost ne dostiže jedan. Dakle, da bi se povećala tačnost prelaznog procesa, predlaže se uvođenje LU zasnovanog na fazi logike, čija će baza znanja i pomoćne funkcije za ulazne i izlazne parametre odgovarati grafu zavisnosti grešaka od kontrolni signal (slika 4).

Kako bi se osigurala prihvatljiva priroda procesa tranzicije predloženog ACS GTE, predlaže se uvođenje drugog regulatora: integrirajuće veze. Eksperimentalne simulacije su pokazale da je za integrator vrijednost pojačanja (k) od 150 bila dovoljna za povećanje kvalitete izlaznih parametara. Na sl. 5 prikazuje takav prolazni proces, kao i nekoliko tačaka na grafu koje karakterišu idealni proces.

Takva parametarska i strukturna promjena omogućila je kvalitativnu promjenu izlaznih parametara sistema s eksperimentalnim podacima i približavanje idealnim parametrima odabranim u članku. Ideja o uvođenju matematičkih modela vjetroturbine i plinskoturbinskog motora u upravljačku petlju ogleda se u patentu.

Rice. 4. Zavisnost grešaka modela i ADT (ξ modelei, ξ ADT) od kontrolnog signala u sa podjelom na zone: 1 - minimalna, 2 - prosječna, 3 - maksimalna

Rice. 5. Prolazni procesi ACS GTE sa modelima i uvođenjem integratora u strukturu (-), idealan GTE (- -)

Rezultati simulacije ispitivanog ACS GTE pokazuju legitimnost predloženog pristupa u cilju poboljšanja kvaliteta upravljanja. Podjela kontrolnog objekta na vjetroturbinu i plinskoturbinski motor omogućava da se uzme u obzir dinamika izvršnog dijela sistema i motora, postaje moguće koristiti neusklađenost između dijelova strukturni dijagram ACS GTE, čime se povećava pouzdanost i stabilnost sistema u različitim režimima. Inteligentan pristup je omogućio formiranje LU, što je kvalitativno poboljšalo izlazne parametre sistema i omogućilo da se idealnom pristupi sa dovoljnim stepenom tačnosti.

Bibliografska referenca

Denisova E.V., Chernikova M.A. AUTOMATSKI SISTEM UPRAVLJANJA PLINSKOTURBINSKIM MOTOROM SA UVOĐENJEM MATEMATIČKIH MODELA U UPRAVLJAČKI KRUG // Fundamentalna istraživanja. - 2016. - br. 9-2. - S. 243-248;
URL: http://fundamental-research.ru/ru/article/view?id=40728 (datum pristupa: 24.10.2019.). Predstavljamo Vam časopise koje izdaje "Akademija prirodnih nauka"

Nosioci patenta RU 2446298:

Upotreba: u sistemima automatskog upravljanja (ACS) gasnoturbinskih motora (GTE). Efekat: adaptivno upravljanje različitim izlaznim koordinatama GTE pomoću selektora kanala i petlje za samopodešavanje signala, usled čega se eliminišu prekoračenja izlaznih koordinata motora, obezbeđuje se zadati kvalitet prelaznih procesa uključenog kanala ACS-a, što doprinosi povećanju GTE resursa. Sistem dodatno sadrži serijski povezan selektor maksimalnog signala, treći element za upoređivanje, jedinicu za uparivanje, prekidač i drugi element za sumiranje, a prvi i drugi ulaz selektora maksimalnog signala su povezani na prvi i drugi ulaz selektor minimalnog signala, čiji je izlaz spojen na drugi ulaz trećeg uporednog elementa, izlaz prvog elementa za upoređivanje je povezan sa drugim ulazom drugog elementa za sumiranje, čiji je izlaz spojen na ulaz regulatora brzine rotora, izlaz logičkog uređaja je spojen na drugi ulaz prekidača, čiji je drugi izlaz spojen na drugi ulaz prvog elementa za sumiranje. 2 ill.

Pronalazak se odnosi na oblast sistema automatskog upravljanja (ACS) gasnoturbinskog motora (GTE).

Poznati ACS GTE, u kojem radi eliminisanja negativnog uticaja interakcije regulatora na karakteristike regulacionog sistema sa jednim regulacionim faktorom sadrži merila brzine rotacije GTE rotora i temperature gasa, regulatore ovih parametara, selektor minimalnog signala , aktuator koji utiče na potrošnju goriva.

Nedostatak ove šeme je što interakcija upravljačkih kanala ostaje u prolaznim modovima. Ovaj ACS GTE ima nisku dinamičku tačnost i prekoračenje temperature tokom izbora, što se može objasniti na sledeći način.

GTE ima različite dinamičke karakteristike za različite izlazne koordinate kontrolnog objekta s obzirom na potrošnju goriva.

Razmotrimo automatski sistem upravljanja gasnoturbinskim motorom kao dvodimenzionalni objekat sa jednom upravljačkom radnjom, u kojem se koristi algebarski selektor minimalnog signala. Prvi kanal ovog ACS-a je upravljački kanal koji određuje način rada objekta prema izlaznoj koordinati Y 1, njegova specificirana vrijednost Y 10 ovisi o vremenu. Drugi kanal je kanal ograničenja, njegova zadana vrijednost Y 20 je konstantna i određuje maksimalni način rada objekta duž Y 2 koordinate.

Prijenosne funkcije kontrolnog objekta:

po koordinatama Y 1:

po koordinati Y 2:

gdje je p operator Laplaceove transformacije;

K 1, K 2 - koeficijenti prenosa;

A 1 (p), A 2 (p), B (p) su polinomi u zavisnosti od tipa objekta.

Pretpostavimo da je red A 1 (p) manji od reda B (p), a red A 2 (p) jednak je redu B (p). Takav matematički opis tipičan je, na primjer, za dinamičke karakteristike gasnoturbinskog motora u smislu brzine rotora i temperature plina kada se promijeni potrošnja goriva u komoru za izgaranje.

Prijenosna funkcija zajedničkog izodromnog regulatora

Prijenosne funkcije kontrolera prvog - W 1 (p) i drugog - W 2 (p) kanala odabiru se na osnovu specificiranih zahtjeva za dinamičke karakteristike svakog od njih. To se može uraditi na sljedeći način. Zahtevamo da funkcije prenosa pojedinačnih otvorenih kanala, bez uzimanja u obzir kašnjenja koordinatnih metara, zadovolje jednakosti:

gdje su W m1 (p) i W m2 (p) funkcije prijenosa referentnih modela

otvorene kanale. Onda

Ako su funkcije prijenosa pojedinačnih otvorenih kanala odabrane u obrascu

tada da bi se dobio potreban kvalitet regulacije izlaznih koordinata, regulatori prema (6) i (7) moraju imati npr. sljedeće prijenosne funkcije:

Istovremeno, inercija temperaturnog senzora mora biti korigirana tako da mjerači parametara budu inercijski.

Kao što znate, obično se primjenjuje princip odabira prema kojem se regulira GTE parametar, koji je najbliži vrijednosti koju određuje kontrolni program. Dakle, da bi se postigao traženi kvalitet regulacije, selektorski prekidač bi trebao nastati u trenutku jednakosti neslaganja između trenutnih vrijednosti izlaznih koordinata i njihovih zadanih vrijednosti, tj. u trenutku jednakosti signala ispred regulatora

Analiza pokazuje da je regulator temperature gasa inercijalan u odnosu na regulator brzine rotora GTE, pa se selektor sa zakašnjenjem prebacuje sa kanala brzine rotora na kanal temperature gasa. Kao rezultat, dolazi do prekoračenja temperature plina.

Najbliži po postignutom tehničkom rezultatu, odabran za najbliži analog, je sistem automatskog upravljanja gasnoturbinskim motorom, koji sadrži kanale za regulaciju brzine rotora i temperature gasa, selektor minimalnog signala, aktuator, dve korektivne karike, dva elementa za sabiranje, logički uređaj (komparator) i ključ.

U ovom ACS-u, zbog uključivanja dvije unakrsne korigirajuće veze sa prijenosnim funkcijama

efekat podešavanja otvorenog kanala za ograničavanje promene temperature gasa i stanja

kada je ACS prebačen na kanal za ograničavanje temperature gasa kada su signali na ulazima selektora minimalnog signala jednaki

Ovo vam omogućava da dobijete potreban kvalitet proces prelaska na temperaturu gasa kada je ovaj kanal uključen.

Nedostatak ovakvog ACS-a je što se pri prelasku sa kanala temperature gasa na kanal brzine rotora mora promijeniti struktura, parametri korektivnih karika i mjesto uključivanja korektivnog signala, tj. ovaj sistem nije prilagodljiv promjenama u svojoj strukturi tokom odabira kanala i ne obezbjeđuje u ovom slučaju specificirani kvalitet prolaznih procesa.

Zadatak koji treba riješiti predmetnim izumom je poboljšanje dinamičkih karakteristika ACS-a eliminacijom prekoračenja i osiguravanjem specificiranog kvaliteta prijelaznih pojava duž izlaznih koordinata GTE-a uz direktno i obrnuto uključenje selektora različitih kanala sistema. , što dovodi do poboljšanja kvaliteta kontrolnog sistema i do povećanja resursa motora. ...

Rješenje ovog problema postiže se činjenicom da je sistem automatskog upravljanja gasnoturbinskog motora koji sadrži serijski spojeni regulator brzine rotora, selektor minimalnog signala, izodromski regulator, gasnoturbinski motor, mjerač brzine rotora i prvi uporedni element, generator brzine rotora, čiji je izlaz spojen na drugi ulaz prvog elementa za upoređivanje, povezan serijski sa mjeračem temperature plina, drugim elementom za upoređivanje, prvim elementom za sumiranje, regulatorom temperature plina i logikom uređaj, regulator temperature plina, čiji je izlaz spojen na drugi ulaz drugog uporednog elementa, a izlaz regulatora brzine rotora povezan je sa drugim ulazom logičkog uređaja, izlazom regulatora temperature plina je spojen na drugi ulaz selektora minimalnog signala, a drugi izlaz gasnoturbinskog motora povezan je sa ulazom mjerača temperature plina, za razliku od prototipa dodatnog ali su uvedeni serijski povezani birač maksimalnog signala, treći element za poređenje, jedinica za uparivanje, prekidač i drugi element za sumiranje, prvi i drugi ulaz selektora maksimalnog signala su povezani na prvi i drugi ulaz minimalnog signala selektor signala, čiji je izlaz spojen na drugi ulaz trećeg uporednog elementa, izlaz prvog uporednog elementa povezan je sa drugim ulazom drugog sumirajućeg elementa, čiji je izlaz spojen na ulaz rotora regulatora brzine, izlaz logičkog uređaja je spojen na drugi ulaz prekidača, čiji je drugi izlaz povezan sa drugim ulazom prvog elementa za zbrajanje.

Suština sistema je ilustrovana crtežima. Slika 1 prikazuje blok dijagram sistema automatskog upravljanja za gasnoturbinski motor; slika 2 - rezultati simulacije prolaznih procesa u sistemu automatskog upravljanja gasnoturbinskog motora sa različitim kanalima prebacivanja selektorom minimalnog signala:

a) od kanala brzine rotora do kanala temperature plina, b) od kanala temperature plina do kanala brzine rotora, sa i bez petlje prilagođavanja, dok su izlazne koordinate GTE prikazane u relativnom obliku

Sistem automatskog upravljanja gasnoturbinskog motora sadrži serijski spojeni regulator brzine rotora 1, selektor minimalnog signala 2, izodromski regulator 3, gasnoturbinski motor 4, mjerač brzine rotora 5 i prvi uporedni element 6, rotor regulator brzine 7, čiji je izlaz povezan sa drugim ulazom, prvim uporednim elementom 6, povezanim serijski sa mjeračem temperature plina 8, drugim elementom za upoređivanje 9, prvim elementom za sumiranje 10, regulatorom temperature plina 11 i logikom uređaj 12, regulator temperature gasa 13, čiji je izlaz spojen na drugi ulaz drugog uporednog elementa 9, a izlaz kontrolera brzine rotacije rotora 1 povezan je na drugi ulaz logičkog uređaja 12, Izlaz regulatora temperature gasa 11 povezan je sa drugim ulazom selektora minimalnog signala 2, a drugi izlaz gasnoturbinskog motora 4 povezan je sa ulazom merača temperature gasa 8, dok sistem dalje obuhvata serijski spojeni selektor maksimalnog signala 14, treći element za poređenje 15, jedinica za uparivanje 16, prekidač 17 i drugi element za sumiranje 18, te prvi i drugi ulaz selektora maksimalnog signala 14 povezani su na prvi i drugi ulaz selektora minimalnog signala 2, čiji je izlaz povezan sa drugim ulazom trećeg uporednog elementa 15, izlaz prvog uporednog elementa 6 je povezan sa drugim ulazom drugog sumirajućeg elementa 18, čiji je izlaz je spojen na ulaz regulatora brzine rotora 1, izlaz logičkog uređaja 12 je spojen na drugi ulaz prekidača 17, čiji je drugi izlaz spojen na drugi ulaz prvog elementa za sabiranje 10.

Automatski sistem upravljanja gasnoturbinskim motorom radi na sljedeći način.

U GTE kanalu za kontrolu brzine rotora 4, signal sa mjerača brzine rotora 5, proporcionalan brzini rotora, dovodi se do prvog uporednog elementa 6, gdje se upoređuje sa izlaznim signalom zadane vrijednosti brzine rotora 7 i izlazom. Generiše se signal greške E 1, koji je proporcionalan odstupanju brzine rotora od zadate vrednosti. Ovaj signal se preko drugog sumirajućeg elementa 18 dovodi na ulaz regulatora brzine rotora 1, čiji je izlaz U 1 spojen na prvi ulaz selektora minimalnog signala 2.

U kanalu za kontrolu temperature gasa GTE 4, signal sa merača temperature gasa 8, proporcionalan temperaturi gasa, dovodi se do drugog uporednog elementa 9, gde se upoređuje sa izlaznim signalom uređaja za podešavanje temperature gasa 7 i formira se izlazni signal diskrepancije E 2, proporcionalan odstupanju temperature gasa od zadate vrednosti. Ovaj signal se dovodi kroz prvi zbirni element 10 na ulaz regulatora temperature plina 11, čiji je izlaz U 2 spojen na drugi ulaz selektora minimalnog signala 2.

Izlaz selektora minimalnog signala 2 prolazi izlazni signal

taj upravljački kanal, koji u ovom trenutku, prema uslovima rada gasnoturbinskog motora, zahtijeva manju potrošnju goriva. Signal sa selektora minimalnog signala 2 preko izodromnog regulatora 3, koji također obavlja funkciju aktuatora, mijenja potrošnju goriva u komoru za sagorijevanje gasnoturbinskog motora 4.

Izlazni signali regulatora brzine rotora 1 U 1 i regulatora temperature plina 11 U 2 dovode se na ulaze selektora maksimalnog signala 14, na čijem se izlazu generira signal

Na izlazu trećeg uporednog elementa 15 utvrđuje se razlika između signala na izlazu regulatora

gdje je U zam - izlazni signal regulatora zatvorenog kanala;

U puta - izlazni signal regulatora otvorenog kanala.

Izlazni signali U 1 i U 2 se također unose na ulaz logičkog uređaja 12, na čijem se izlazu generira logički signal L koji određuje zatvoreni kanal ACS-a.

Izlazni signal ε trećeg uporednog elementa 15 preko jedinice za uparivanje 16 i prekidača 17 se dovodi na ulaz odgovarajućeg regulatora otvorenog kanala pomoću prvog 10 ili drugog 18 sumirajućeg elementa, što je određeno stanjem prekidač 17 u skladu sa logičkim signalom L logičkog uređaja 12. Pošto ε manje od nule, tada ovaj signal smanjuje pokretački efekat otvorenog kanala i na taj način koriguje trenutak prebacivanja kanala.

Kao što je gore navedeno, regulatori brzine rotora 1 i temperature plina 11 imaju različite dinamičke karakteristike, zbog čega je uvjet za prebacivanje selektora minimalnog signala 2

razlikuje se od potrebnog referentnog uvjeta za prebacivanje ACS-a - jednakost neslaganja između trenutnih vrijednosti izlaznih koordinata i utjecaja na njihovo postavljanje

Stoga je neophodno dogovoriti se o ovim uslovima. Kao što znate, koordinacija ponašanja pojedinih kanala ACS-a moguća je zahvaljujući kontrolnoj petlji njihovog relativnog kretanja. U ovom slučaju to je osigurano uvođenjem petlje za samopodešavanje signala na osnovu razlike signala ε na izlazu regulatora sa uticajem na radnju podešavanja otvorenog kanala sistema. To omogućava izgradnju ACS-a gasnoturbinskog motora, prilagodljivog promjenama u njegovoj strukturi pri prebacivanju kanala pomoću selektora.

Neka je kanal kontrole brzine rotora zatvoren, tj. prvi kanal. Tada je izlaz signalne petlje za samopodešavanje spojen pomoću prvog elementa za sumiranje 10 na ulaz regulatora temperature plina 11 drugog otvorenog kanala.

Signal na izlazu regulatora brzine rotora

Signal na izlazu regulatora temperature plina

gdje je W c (p) prijenosna funkcija jedinice 16.

Zatim razlika između signala na izlazu regulatora

Za W c (p) jednako K i K dovoljno veliko, dobijamo

ε → 0; U 2 → U 1,

gdje je m prilično mala vrijednost.

Dakle, zbog rada petlje za samopodešavanje signala, trenutak prebacivanja selektora minimalnog signala 2

približava se stanju prebacivanja kanala po greškama kanala

To, shodno tome, omogućava otklanjanje prekoračenja i osigurava neophodan kvalitet prelaznog procesa kada je regulator temperature gasa 11 zatvoren i uključen.Promena statusa kanala: prvi kanal postaje otvoren, a drugi kanal - zatvoren. Ovo također mijenja strukturu konture za samopodešavanje.

Slični procesi su tipični za ACS i kada se birač prebaci sa zatvorenog kanala temperature gasa na kanal brzine rotora. U tom slučaju, izlazni signal petlje za samopodešavanje uključuje se preko prekidača 17 i drugog sumirajućeg elementa 18 na ulaz regulatora brzine rotora 1, mijenjajući komandno djelovanje prvog kanala.

Budući da redosljed nazivnika prijenosnih funkcija pojedinačnih regulatora W 1 (p) i W 2 (p) GTE-a s dvije osovine nije veći od dva, petlja za samopodešavanje osigurava dobra kvaliteta prolazni procesi pri dovoljno visokim vrijednostima koeficijenta prijenosa K.

Rezultati simulacije razmatranog ACS GTE, prikazani na slici 2, sa uticajima na podešavanje kanala

i ispunjenje uslova (8) pokazuju da se kod prebacivanja kanala unapred i unazad od strane selektora, kvalitet prelaznih procesa uključenog kanala značajno poboljšava uvođenjem petlje za samopodešavanje. ACS održava navedeni kvalitet kada se struktura promijeni, tj. je prilagodljiv.

Dakle, predmetni pronalazak omogućava adaptivnu kontrolu različitih izlaznih koordinata GTE pomoću selektora kanala i petlje za samopodešavanje signala. Otklanjaju se prekoračenja izlaznih koordinata motora, osigurava se specificirani kvalitet prelaznih procesa uključenog kanala sistema, što doprinosi povećanju resursa gasnoturbinskog motora.

Literaturni izvori

1. Integrisani sistemi za automatsko upravljanje elektranama aviona. / Ed. A.A. Ševjakova. - M.: Mashinostroenie, 1983.-- 283 str., P. 126, sl. 3.26.

2. Integrisani sistemi za automatsko upravljanje elektranama aviona. / Ed. A.A. Ševjakova. - M.: Mašinstvo, 1983.-- 283 str., str. 110.

3. Sertifikat Ruske Federacije br. 2416 za koristan model. IPC 6 F02C 9/28. Automatski sistem upravljanja za gasnoturbinski motor. / V. I. Petunjin, A. I. Frid, V. V. Vasiljev, F. A. Šajmardanov. Prijava br. 95108046; proglasio 05/18/95; publ. 07/16/96; Bul. br. 7.

4. Miroshnik I.V. Dosljedno upravljanje višekanalnim sistemima. - L.: Energoatomizdat, 1990.-- 128 str., str. 21, sl. 1.8.

Automatski upravljački sistem gasnoturbinskog motora, koji sadrži serijski spojeni regulator brzine rotora, selektor minimalnog signala, izodromski regulator, gasnoturbinski motor, mjerač brzine rotora i prvi uporedni element, generator brzine rotora, izlaz koji je povezan sa drugim ulazom prvog uporednog elementa, povezan serijski meračem temperature gasa, drugim uporednim elementom, prvim elementom za sumiranje, regulatorom temperature gasa i logičkim uređajem, regulatorom temperature gasa, čiji je izlaz spojen na drugi ulaz drugi uporedni element, a izlaz regulatora brzine rotora spojen je na drugi ulaz logičkog uređaja, izlaz regulatora temperature plina povezan je sa drugim ulazom selektora minimalnog signala, a drugi izlaz gasnoturbinskog motora je priključen na ulaz mjerača temperature plina, karakteriziran time što dodatno sadrži serijski spojen birač m maksimalnog signala, treći element za poređenje, jedinica za uparivanje, prekidač i drugi element za sumiranje, prvi i drugi ulaz selektora maksimalnog signala su povezani na prvi i drugi ulaz selektora minimalnog signala, izlaz koji je spojen na drugi ulaz trećeg uporednog elementa, izlaz prvog elementa za upoređivanje je povezan sa drugim ulazom drugog sumirajućeg elementa, čiji je izlaz spojen na ulaz regulatora brzine rotora, izlaz logički uređaj je povezan sa drugim ulazom prekidača, čiji je drugi izlaz povezan sa drugim ulazom prvog elementa za zbrajanje.

UVJETNE SKRAĆENICE

AC - automatski sistem

AD - motor aviona

VZ - usis zraka

VNA - ulazna vodeća lopatica

VS - avion

HP - visoki pritisak

GDU - gasna dinamička stabilnost

GTE - gasnoturbinski motor

CI - igla za doziranje

HPC - kompresor visokog pritiska

KND - kompresor nizak pritisak

NA - uređaj za vođenje

ND - nizak pritisak

RUD - ručica za upravljanje motorom

ACS - sistem automatskog upravljanja

SU - elektrana

TVD - turboelisni motor; turbina visokog pritiska

LPT - turbina niskog pritiska

Turbomlazni motor - dvokružni turbomlazni motor

TRDDF - dvokružni turbomlazni motor sa naknadnim sagorevanjem

TO - održavanje

CPU - Centralna procesorska jedinica

ACU - upravljačka jedinica aktuatora

AFDX - format sabirnice podataka

ARINC 429 - format podataka digitalne magistrale

DEC / DECU - digitalna elektronska kontrolna jedinica - digitalna kontrolna jedinica motora

EEC - elektronska kontrola motora - blok elektronskog sistema upravljanja motorom; elektronski regulator

EMU - jedinica za nadzor motora - upravljačka jedinica motora

EOSU - elektronička jedinica za zaštitu od prekomjerne brzine - jedinica za zaštitu od prekomjerne brzine motora

ETRAS - elektromehanički sistem za aktiviranje reverzibilnog potiska

FADEC - potpuna digitalna elektronska kontrola

FCU - jedinica za upravljanje gorivom - regulator dovoda goriva

FMS - jedinica za doziranje goriva - jedinica za doziranje goriva - jedinica za doziranje goriva

N1 - brzina rotora niskog pritiska

N2 - brzina rotora visokog pritiska

ODMS - magnetni senzor naftnih ostataka - senzor za detekciju metalnih čestica u ulju

SAV - zračni ventil za pokretanje - ventil za zračni starter

VMU - jedinica za mjerenje vibracija - jedinica za mjerenje vibracija

UVOD

Opšte informacije o sistemima automatskog upravljanja za gasnoturbinske motore aviona

2 Problemi koji nastaju tokom rada sistema automatske kontrole motora tipa FADEC

Gasnodinamičke šeme gasnoturbinskih motora

1 Ganskodinamičke karakteristike gasnoturbinskih motora

2 Upravljanje motorom

Sistemi kontrole goriva

1 Glavni regulator protoka goriva

2 Pojednostavljeni dijagram upravljanja gorivom

3 Hidropneumatski sistemi upravljanja gorivom, HPT PT6

4 Sistem upravljanja gorivom Bendix DP-L2

5 Elektronski sistem za programiranje isporuke goriva

6 Upravljanje napajanjem i programiranje goriva (CFM56-7B)

7 Sistem upravljanja gorivom APU

8 Podešavanje sistema upravljanja gorivom

Automatski sistem upravljanja

1 Glavni dio

2 Opis i rad

3 Sistem upravljanja gorivom

4 Sistem indikacije potrošnje goriva

Spisak korišćene literature

UVOD

Gasnoturbinski motori (GTE) za šezdeset godina svog razvoja postali su glavni tip motora za avione modernog civilnog vazduhoplovstva. Plinskoturbinski motori su klasičan primjer složenog uređaja, čiji dijelovi rade dugo vremena u uvjetima visokih temperatura i mehaničkog naprezanja. Visoko efikasan i pouzdan rad vazduhoplovnih gasnoturbinskih elektrana savremenih aviona nemoguć je bez upotrebe specijalnih sistema automatskog upravljanja (ACS). Izuzetno je važno pratiti i kontrolirati radne parametre motora kako bi se osigurala visoka pouzdanost i dug vijek trajanja. Shodno tome, izbor automatskog sistema upravljanja motorom igra ogromnu ulogu.

Trenutno se u svijetu široko koriste aviona, na koje su ugrađeni motori V generacije, opremljeni najnovijim sistemima automatskog upravljanja kao što je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Hidromehaničke samohodne topove ugrađene su na plinskoturbinske motore aviona prvih generacija.

Hidromehanički sistemi su prošli dug put razvoja i poboljšanja, od najjednostavnijih, zasnovanih na kontroli dovoda goriva u komoru za sagorevanje (CC) otvaranjem/zatvaranjem zapornog ventila (ventila), do savremenih hidroelektronskih sistema. , u kojem se sve glavne upravljačke funkcije izvode pomoću hidromehaničkih brojača - uređaja za odlučivanje, a samo za obavljanje nekih funkcija (ograničavanje temperature plina, brzine vrtnje rotora turbopunjača i sl.) koriste se elektronski regulatori. Međutim, to sada nije dovoljno. Da bi se zadovoljili visoki zahtjevi sigurnosti i efikasnosti letova, potrebno je stvoriti potpuno elektronske sisteme u kojima se sve funkcije upravljanja obavljaju pomoću elektronske tehnologije, a izvršni organi mogu biti hidromehanički ili pneumatski. Takvi ACS su u stanju ne samo da prate veliki broj parametara motora, već i da prate njihove tendencije, da ih kontrolišu, čime, prema utvrđenim programima, podese odgovarajuće režime rada motora, da komuniciraju sa sistemima aviona. za postizanje maksimalne efikasnosti. ACS FADEC spada u takve sisteme.

Ozbiljno proučavanje strukture i rada sistema automatskog upravljanja za vazduhoplovne gasnoturbinske motore je preduslov za ispravnu procenu tehničkog stanja (dijagnostiku) upravljačkih sistema i njihovih pojedinačnih elemenata, kao i siguran rad sistema automatskog upravljanja. vazduhoplovnih gasnih turbinskih elektrana u celini.

1. OPĆE INFORMACIJE O AUTOMATSKIM SISTEMIMA UPRAVLJANJA VAZDUHOPLOVNIM GTE

1 Namjena sistema automatskog upravljanja

kontrola goriva gasnoturbinskih motora

ACS je dizajniran za (slika 1):

kontrola pokretanja i gašenja motora;

kontrola načina rada motora;

obezbeđivanje stabilnog rada kompresora i komore za sagorevanje (CC) motora u stacionarnim i prolaznim uslovima;

sprečavanje prekoračenja parametara motora iznad maksimalno dozvoljenih;

osiguranje razmjene informacija sa sistemima aviona;

integrisano upravljanje motorom u sklopu elektrane aviona komandama iz sistema upravljanja avionom;

obezbjeđivanje kontrole ispravnosti elemenata ACS-a;

radna kontrola i dijagnostika stanja motora (sa kombinovanim ACS i upravljačkim sistemom);

priprema i dostava informacija o stanju motora u sistem registracije.

Pružanje kontrole pokretanja i gašenja motora. Prilikom pokretanja, ACS obavlja sljedeće funkcije:

kontroliše dovod goriva do kompresorske stanice, usmjerivačku lopaticu (HA), premosnicu zraka;

kontrolira uređaj za pokretanje i jedinice za paljenje;

štiti motor od prenapona, kvarova kompresora i pregrijavanja turbine;

štiti uređaj za pokretanje od prekoračenja maksimalne brzine.

Rice. 1. Svrha automatskog sistema upravljanja motorom

ACS omogućava gašenje motora iz bilo kojeg režima rada po komandi pilota ili automatski kada se dostignu granični parametri, kratkotrajni prekid dovoda goriva do glavne kompresorske stanice u slučaju gubitka gasnodinamičke stabilnosti kompresora (GDU) .

Kontrola režima rada motora. Upravljanje se vrši prema komandi pilota u skladu sa postavljenim programima upravljanja. Kontrolni uticaj je potrošnja goriva u kompresorskoj stanici. Tokom upravljanja, održava se postavljeni kontrolni parametar uzimajući u obzir parametre zraka na ulazu u motor i interne parametre motora. U višestruko povezanim upravljačkim sistemima, geometrija putanje protoka se takođe može kontrolisati kako bi se implementirala optimalna i prilagodljiva kontrola kako bi se osigurala maksimalna efikasnost kompleksa „SU - avion“.

Osiguravanje stabilnog rada kompresora, kompresorske stanice motora u stacionarnom i prolaznom režimu rada. Za stabilan rad kompresora i kompresorske stanice, automatska programirana kontrola dovoda goriva u komoru za sagorevanje u prolaznim režimima, kontrola ventila premosnice vazduha iz kompresora ili iza kompresora, kontrola ugla ugradnje rotacionih lopatica BHA i Izvodi se HA kompresora. Kontrola osigurava protok linije režima rada sa dovoljnom marginom gasnodinamičke stabilnosti kompresora (ventilator, stope za zadržavanje, LPC i HPC). Da bi se spriječilo prekoračenje parametara u slučaju gubitka GDU kompresora, koristi se sistem protiv prenapona i zastoja.

Sprečavanje prekoračenja parametara motora iznad maksimalno dozvoljenih. Maksimalno dozvoljeni su maksimalno mogući parametri motora, ograničeni uslovima za performanse gasa i visinsko-brzinskih karakteristika. Dugotrajan rad na režimima s maksimalno dozvoljenim parametrima ne bi trebao dovesti do uništenja dijelova motora. Ovisno o dizajnu motora, sljedeće se automatski ograničava:

najveća dozvoljena brzina rotora motora;

maksimalni dozvoljeni pritisak vazduha iza kompresora;

maksimalna temperatura gasa iza turbine;

maksimalna temperatura materijala lopatica rotora turbine;

minimalna i maksimalna potrošnja goriva u kompresorskoj stanici;

najveća dozvoljena brzina turbine pokretačkog uređaja.

Ako se turbina okreće prema gore, kada se njeno vratilo pokvari, motor se automatski gasi sa maksimalnom mogućom brzinom ventila za isključivanje goriva u kompresorskoj stanici. Može se koristiti elektronski senzor koji detektuje prekoračenje granične brzine ili mehanički uređaj koji detektuje međusobne obodne pomake vratila kompresora i turbine i određuje trenutak loma vratila kako bi se isključio dovod goriva. U ovom slučaju, upravljački uređaji mogu biti elektronski, elektromehanički ili mehanički.

Dizajn ACS-a treba da predvidi nadsistemska sredstva zaštite motora od uništenja kada se dostignu granični parametri u slučaju kvara glavnih upravljačkih kanala ACS-a. Može se predvideti posebna jedinica koja po dostizanju maksimuma za ograničenje supersistema vrednosti nekog od parametara sa maksimalnom brzinom, izdaje komandu za isključivanje goriva u kompresorskoj stanici.

Razmjena informacija sa sistemima aviona. Razmjena informacija se vrši putem serijskih i paralelnih kanala razmjene informacija.

Izdavanje informacija opremi za kontrolu i verifikaciju i regulaciju. Za utvrđivanje dobrog stanja elektronskog dijela ACS-a, otklanjanje kvarova, operativno podešavanje elektronskih sklopova, komplet pribora motora ima posebnu ploču za kontrolu, kontrolu i podešavanje. Daljinski upravljač se koristi za radove na zemlji, u nekim sistemima se ugrađuje u avion. Između ACS-a i centrale, razmjena informacija vrši se preko kodnih komunikacijskih linija preko posebno povezanog kabela.

Integrisano upravljanje motorom u sistemu upravljanja avionom komandama iz sistema upravljanja avionom. Kako bi se maksimizirala efikasnost motora i aviona u cjelini, integrirano je upravljanje motorom i drugim kontrolnim sistemima. Upravljački sistemi su integrisani na bazi digitalnih računarskih sistema na vozilu integrisanih u sistem upravljanja kompleksom na vozilu. Integrisano upravljanje se vrši podešavanjem upravljačkih programa motora iz upravljačkog sistema CS, izdavanjem parametara motora za kontrolu usisnog vazduha (VZ). Na signal ACS VZ izdaju se komande za postavljanje elemenata mehanizacije motora u položaj povećanja rezervi gasne jedinice kompresora. Kako bi se spriječili poremećaji u kontrolisanom usisu zraka pri promjeni režima leta, način rada motora se u skladu s tim koriguje ili fiksira.

Praćenje zdravlja elemenata ACS-a. U elektronskom dijelu ACS-a motora automatski se prati ispravnost elemenata ACS-a. U slučaju otkazivanja elemenata ACS-a, informacija o kvarovima se šalje upravljačkom sistemu upravljačkog sistema aviona. Rekonfiguracija upravljačkih programa i strukture elektronskog dijela ACS-a se vrši radi očuvanja njegove operativnosti.

Operativna kontrola i dijagnostika stanja motora. ACS, integrisan sa sistemom upravljanja, dodatno obavlja sledeće funkcije:

prijem signala sa senzora i signalnih uređaja motora i aviona, njihovo filtriranje, obrada i isporuka na displej, registraciju i druge sisteme aviona, konverzija analognih i diskretnih parametara;

kontrola tolerancije mjerenih parametara;

kontrola parametra potiska motora u režimu poletanja;

kontrola rada mehanizacije kompresora;

kontrola položaja elemenata uređaja za vožnju unazad na direktnom i obrnutom potisku;

izračunavanje i pohranjivanje informacija o vremenu rada motora;

kontrola potrošnje po satu i nivoa ulja tokom točenja goriva;

kontrola vremena pokretanja motora i isteka LPC i HPC rotora pri gašenju;

kontrola sistema za odzračivanje vazduha i sistema za hlađenje turbina;

kontrola vibracija jedinica motora;

analiza tendencija promjena glavnih parametara motora u stacionarnim uslovima.

Na sl. 2 shematski je prikazan sastav jedinica automatskog upravljačkog sistema turbomlaznog motora.

Uz trenutno dostignuti nivo parametara procesa rada vazduhoplovnih GTE, dalje poboljšanje karakteristika elektrana povezano je sa traženjem novih načina upravljanja, uz integraciju ACS AM u jedinstven sistem upravljanja avionom i motorom. i njihovo zajedničko upravljanje u zavisnosti od načina i faze leta. Ovaj pristup postaje moguć prelaskom na elektronske digitalne sisteme upravljanja motorom kao što je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), tj. na sisteme u kojima elektronika kontroliše motor u svim fazama i načinima leta (sistemi sa punom odgovornošću).

Prednosti digitalnog upravljačkog sistema sa punom odgovornošću u odnosu na hidromehanički upravljački sistem su očigledne:

FADEC sistem ima dva nezavisna kontrolna kanala, što značajno povećava njegovu pouzdanost i eliminiše potrebu za višestrukom redundantnošću, te smanjuje njegovu težinu;

Rice. 2. Sastav jedinica automatskog upravljanja, nadzora i sistema opskrbe gorivom turbomlaznog motora

FADEC sistem vrši automatsko pokretanje, rad u stacionarnom režimu, ograničavanje temperature gasa i brzine rotacije, startovanje nakon gašenja komore za sagorevanje, zaštita od prenapona usled kratkotrajnog smanjenja dovoda goriva, radi na osnovu različitih vrsta podataka primljenih od senzora;

FADEC sistem je fleksibilniji jer broj i priroda funkcija koje obavlja može se povećati i promijeniti uvođenjem novih ili prilagođavanjem postojećih upravljačkih programa;

FADEC značajno smanjuje opterećenje posade i omogućava upotrebu široko korišćenih tehnika kontrole letelice letelice;

Funkcije FADEC sistema uključuju praćenje stanja motora, dijagnosticiranje kvarova i informacije o održavanju cijele elektrane. Vibracije, performanse, temperatura, ponašanje sistema za gorivo i ulje su neki od mnogih operativnih aspekata koji se prate kako bi se osigurala sigurnost, efikasna kontrola vijeka trajanja i niži troškovi održavanja;

FADEC sistem omogućava registraciju vremena rada motora i oštećenja njegovih glavnih komponenti, samokontrolu uzemljenja i marširanja uz pohranjivanje rezultata u nepromjenjivu memoriju;

za FADEC sistem, nema potrebe za podešavanjima i provjerama motora nakon zamjene bilo koje njegove komponente.

FADEC sistem takođe:

kontroliše vuču u dva načina: ručni i automatski;

kontroliše potrošnju goriva;

obezbeđuje optimalne režime rada kontrolisanjem protoka vazduha duž putanje motora i podešavanjem zazora iza lopatica rotora HP turbine;

prati temperaturu ulja integrisanog pogona-generatora;

osigurava ispunjenje ograničenja u radu sistema za reverziju potiska na tlu.

Na sl. 3 jasno pokazuje širok spektar funkcija koje obavlja FADEC ACS.

U Rusiji se ACS ovog tipa razvijaju za modifikacije motora AL-31F, PS-90A i niz drugih proizvoda.

Rice. 3. Svrha digitalnog sistema upravljanja motorom sa punom odgovornošću

2 Problemi koji nastaju tokom rada sistema automatske kontrole motora tipa FADEC

Treba napomenuti da je u vezi sa dinamičnijim razvojem elektronike i informacionih tehnologija u inostranstvu, jedan broj firmi koje se bave proizvodnjom ACS AD razmatrao prelazak na sisteme tipa FADEC sredinom 80-ih godina. Neki aspekti ovog pitanja i problemi u vezi s njim predstavljeni su u NASA-inim izvještajima i brojnim časopisima. Ipak, oni sadrže samo opšte odredbe, naznačene su glavne prednosti elektronsko-digitalnog ACS-a. Problemi koji nastaju prilikom prelaska na elektronske sisteme, načini njihovog rješavanja i pitanja u vezi sa obezbjeđivanjem potrebnih performansi ACS-a nisu objavljeni.

Danas je jedan od najhitnijih zadataka za ACS, izgrađen na bazi elektronskih digitalnih sistema, zadatak obezbeđivanja potrebnog nivoa pouzdanosti. To je prvenstveno zbog nedovoljnog iskustva u razvoju i radu ovakvih sistema.

Iz sličnih razloga poznate su činjenice o kvarovima FADEC ACS GTE-ova aviona strane proizvodnje. Na primjer, u ACS FADEC instaliranom na Rolls-Royce turbomlaznim motorima AE3007A i AE3007C zabilježeni su kvarovi tranzistora, koji bi mogli uzrokovati kvarove u letu ovih motora koji se koriste na dvomotornim avionima.

Za turbomlazni motor AS900 postalo je neophodno implementirati program koji omogućava automatsko ograničavanje parametara za povećanje pouzdanosti FADEC sistema, kao i prevenciju, detekciju i oporavak normalan rad nakon prenapona i zastoja. Turbomlazni motor AS900 je također opremljen zaštitom od prekoračenja brzine, dvostrukim priključcima za prijenos podataka do senzora kritičnih parametara pomoću magistrale i diskretnim signalima prema standardu ARINK 429.

Stručnjaci koji su se bavili razvojem i implementacijom FADEC ACS-a pronašli su mnoge logičke greške, za čije je ispravljanje bilo potrebno značajno ulaganje novca. Međutim, utvrdili su da će se u budućnosti, zbog unapređenja FADEC sistema, moći predvidjeti resurs svih komponenti motora. Ovo će omogućiti daljinsko praćenje flote aviona sa centralne tačke u bilo kom regionu sveta.

Implementacija ovih inovacija će biti olakšana prelaskom sa upravljanja aktuatorima pomoću centralnih mikroprocesora na stvaranje inteligentnih mehanizama opremljenih vlastitim upravljačkim procesorima. Prednost ovakvog "distribuiranog sistema" bila bi ušteda na težini eliminacijom signalnih linija i prateće opreme. Nezavisno od toga, unapređenje pojedinačnih sistema će se nastaviti.

Obećavajuće implementacije za odvojeno uzete GTE-ove strane proizvodnje su:

unapređenje sistema upravljanja motorom, obezbeđivanje automatskog startovanja i rada u praznom hodu sa kontrolom sistema odzračivanja i zaštite od zaleđivanja, sinhronizacija sistema motora za niski nivo buke i automatsko očuvanje karakteristika, kao i upravljanje uređajem za vožnju unazad;

promjena principa rada ACS FADEC kako bi se motorom upravljalo ne prema signalima senzora tlaka i temperature, već direktno prema brzini visokotlačnog rotora zbog činjenice da je ovaj parametar lakše izmjeriti nego signal iz dualnog sistema senzora temperatura-pritisak, koji se nalazi u pogonskim motorima, mora se konvertovati. Novi sistem će omogućiti brže vreme odziva i manje širenje kontrolne petlje;

ugradnja mnogo moćnijeg procesora koristeći standardne industrijske čipove i omogućavanje dijagnostike i predviđanja stanja (operabilnosti) motora i njegovih karakteristika, razvoj FADEC ACS tipa PSC. PSC je sistem u realnom vremenu koji se može koristiti za optimizaciju performansi motora, podložan višestrukim ograničenjima, na primjer za minimiziranje specifične potrošnje goriva pri konstantnom potisku;

uključivanje integrisanog sistema upravljanja u ACS FADEC tehničkom stanju motor. Motor se reguliše prema smanjenoj brzini ventilatora, uzimajući u obzir visinu leta, spoljašnju temperaturu, potisak i M broj;

integraciju sistema za nadzor motora, EMU (Engine Monitoring Unit), sa FADEC-om, koji će omogućiti poređenje više podataka u realnom vremenu i osigurati veću sigurnost kada motor radi "blizu fizičkih granica". Na osnovu pojednostavljenog termodinamičkog modela, u kojem se faktori kao što su temperatura i stres uzimaju zajedno kao kumulativna mjera akumulacije zamora, EMU također omogućava praćenje učestalosti upotrebe tokom vremena. Postoji i kontrola situacija kao što su "škripanje" zvuka, škripa, pojačane vibracije, prekid pokretanja, kvar plamena, prenapon motora. Novo za FADEC sistem je upotreba magnetnog senzora za detekciju metalnih čestica ODMS (Oil-debris Magnetic Sensor), koji ne samo da omogućava određivanje veličine i količine čestica koje sadrže gvožđe, već ih i uklanja za 70 ... 80 % pomoću centrifuge. Ako se otkrije povećanje broja čestica, EMU jedinica vam omogućava da provjerite prisutnost vibracija i identifikujete opasne procese, na primjer, predstojeće uništenje ležaja (za TRDDF EJ200);

kreiranje od strane General Electrica treće generacije dvokanalnog digitalnog ACS-a FADEC, čije je vrijeme odziva znatno kraće, a kapacitet memorije veći od prethodnog FADEC ACS-a bajpas motora koje proizvodi ova kompanija. Zahvaljujući tome, ACS ima dodatne rezervne mogućnosti za povećanje pouzdanosti i potiska motora. FADEC ACS će također u budućnosti imati mogućnost filtriranja vibracijskih signala kako bi se identificirali i dijagnosticirali simptomi predstojećeg kvara komponente/komponente na osnovu spektralne analize poznatih tipova kvarova i kvarova, na primjer, kvar trake za trčanje. Zahvaljujući ovoj identifikaciji, na kraju leta će se dobiti upozorenje o potrebi održavanja. ACS FADEC će sadržati dodatnu elektronsku tablu pod nazivom "Personality Board". Njegove prepoznatljive karakteristike su sabirnica podataka u skladu sa novim Airbus standardom (AFDX) i nove funkcije (kontrola prekoračenja brzine, kontrola proklizavanja, itd.). Osim toga, nova ploča će proširiti komunikaciju sa jedinicom za mjerenje vibracija (VMU) i elektromehaničkim sistemom za aktiviranje povratnog pritiska (ETRAS).

2. PLINSKI DINAMIČKI DIJAGRAMI GASNOTURBINSKIH MOTORA

Kompleksnim zahtjevima koji se postavljaju za uslove rada nadzvučnih višemodnih aviona najviše zadovoljavaju turbomlazni (TRD) i bajpasni turbomlazni motori (TRDD). Zajedničko ovim motorima je priroda formiranja slobodne energije, razlika je u prirodi njene upotrebe.

Kod motora sa jednim krugom (slika 4), slobodna energija, koju radni fluid ima iza turbine, direktno se pretvara u kinetičku energiju izlaznog mlaza. U motoru s dva kruga, samo dio slobodne energije se pretvara u kinetičku energiju izlaznog mlaza. Ostatak slobodne energije koristi se za povećanje kinetičke energije dodatne zračne mase. Prenos energije na dodatnu vazdušnu masu vrši se turbinom i ventilatorom.

Upotreba dijela slobodne energije za ubrzanje dodatne zračne mase pri određenim vrijednostima parametara radnog procesa, a samim tim i pri određenoj satnoj potrošnji goriva, omogućava povećanje potiska motora i smanjenje specifične potrošnja goriva.

Neka je protok vazduha turbomlaznog motora i brzina protoka gasa. Kod motora sa dva kruga u unutrašnjem krugu, brzina protoka vazduha je ista kao kod motora sa jednim krugom, a brzina izlaza gasa; u vanjskoj konturi, odnosno, i (vidi sliku 4).

Pretpostavit ćemo da brzina protoka zraka i protok plina motora s jednom petljom, koji karakterizira razinu slobodne energije, imaju određene vrijednosti pri svakoj vrijednosti brzine leta.

Uslovi za ravnotežu tokova snaga u turbomlaznom motoru i turbomlaznom motoru u odsustvu gubitaka u elementima gasno-vazdušnog kanala, koji obezbeđuju povećanje kinetičke energije dodatne vazdušne mase, mogu se predstaviti izrazima

Rice. 4. Dvostruki i jednokružni motori sa jednim krugom turbopunjača

(1)

Da bismo razjasnili zadnji izraz, napominjemo da dio slobodne energije prenesen u vanjsku petlju povećava energiju protoka sa nivoa koji posjeduje dolazni tok na nivo.

Izjednačavajući desnu stranu izraza (1) i (2), uzimajući u obzir notaciju, dobijamo

, , . (3)

Potisak motora s dva kruga određen je izrazom

Ako se izraz (3) razriješi u odnosu na i rezultat se supstituira u izraz (4), onda dobivamo

Maksimalni potisak motora pri datim vrijednostima i m postiže se pri, što proizlazi iz rješenja jednadžbe.

Izraz (5) at poprima oblik

Najjednostavniji izraz za potisak motora postaje at

Ovaj izraz pokazuje da povećanje omjera zaobilaženja dovodi do monotonog povećanja potiska motora. A posebno se može vidjeti da je prijelaz s motora s jednim krugom (m = 0) na motor s dva kruga s m = 3 praćen dvostrukim povećanjem potiska. A budući da potrošnja goriva u plinskom generatoru ostaje nepromijenjena, specifična potrošnja goriva je također prepolovljena. Ali specifični potisak motora s dva kruga manji je od motora s jednim krugom. Kod V = 0, specifični potisak je određen izrazom

što ukazuje da sa povećanjem t specifični potisak opada.

Jedan od znakova razlike između krugova premosnih motora je priroda interakcije protoka unutarnjeg i vanjskog kruga.

Motor s dva kruga u kojem se protok plina u unutarnjoj petlji miješa sa protokom zraka iza ventilatora - protok u vanjskoj petlji - naziva se dvokružni motor mješovitog protoka.

Motor s dva kruga, u kojem ovi tokovi odvojeno izlaze iz motora, naziva se motor s dva kruga s odvojenim krugovima.

1 Ganskodinamičke karakteristike gasnoturbinskih motora

Izlazni parametri motora - potisak P, specifični potisak P otkucaja i specifična potrošnja goriva C otkucaji - u potpunosti su određeni parametrima njegovog radnog procesa, koji su za svaki tip motora u određenoj zavisnosti od uslova leta i parametra koji određuje način rada motora.

Parametri radnog procesa su: temperatura vazduha na ulazu u motor T u *, stepen povećanja ukupnog pritiska vazduha u kompresoru, stepen bajpasa t, temperatura gasa ispred turbine, brzina protoka u karakteristični dijelovi plinsko-zračnog kanala, efikasnost njegovih pojedinačnih elemenata itd.

Uslovi leta karakterišu temperatura i pritisak neometanog protoka T n i P n, kao i brzina V (ili površinska brzina λ n, ili broj M) leta.

Parametri T n i V (M ili λ n), koji karakterišu uslove leta, određuju i parametar radnog procesa motora T u *.

Potreban potisak motora ugrađenog na avion određen je karakteristikama okvira aviona, uslovima i prirodom leta. Dakle, u horizontalnom stabilnom letu, potisak motora treba da bude tačno jednak aerodinamičkom otporu aviona P = Q; pri ubrzanju i u horizontalnoj ravni i uz uspon, potisak mora premašiti otpor

a što su veće potrebne vrijednosti ubrzanja i ugla uspona, veća je potrebna vrijednost potiska. Potreban potisak se također povećava s povećanjem preopterećenja (ili ugla nagiba) prilikom zavoja.

Granične vrijednosti potiska su obezbijeđene maksimalnom brzinom motora. Potisak i specifična potrošnja goriva u ovom režimu zavise od visine i brzine leta i obično odgovaraju graničnim vrednostima snage takvih parametara radnog procesa kao što su temperatura gasa ispred turbine, brzina rotora motora i temperatura gasa u naknadnom sagorevanju.

Načini rada motora kod kojih je potisak manji od maksimalnog nazivaju se režimi gasa. Prigušivanje motora - potisak se smanjuje smanjenjem dovoda topline.

Gansko-dinamičke karakteristike gasnoturbinskog motora određene su vrijednostima projektnih parametara, karakteristikama elemenata i upravljačkim programom motora.

Pod izračunatim parametrima motora podrazumevamo glavne parametre procesa rada na maksimalnim režimima pri temperaturi vazduha na ulazu motora definisanoj za dati motor =.

Glavni elementi gasno-vazdušnog puta različitih šema motora su kompresor, komora za sagorevanje, turbina i izlazna mlaznica.

Određene su karakteristike kompresora (stepeni kompresora) (slika 5).

Rice. 5. Karakteristike kompresora: a-a - granica stabilnosti; in - in - linija blokade na izlazu iz kompresora; c-c - linija režima rada

zavisnost stepena povećanja ukupnog pritiska vazduha u kompresoru od relativne gustine struje na ulazu u kompresor i smanjene brzine rotora kompresora, kao i zavisnost efikasnosti od stepena povećanja ukupnog pritiska vazduha i smanjena frekvencija rotora kompresora:

Smanjeni protok vazduha je povezan sa relativnom gustinom struje q (λ in) izrazom

(8)

gdje je površina puta protoka ulaznog dijela kompresora, to je brzina protoka zraka u standardnim atmosferskim uvjetima na tlu = 288 K, = 101325 N / m 2. Najveća. pr potrošnja zraka pri poznatim vrijednostima ukupnog pritiska i temperature kočenja T* izračunava se po formuli

(9)

Niz radnih tačaka, određen uslovima zajedničkog rada elemenata motora pri različitim stacionarnim režimima rada, formira liniju režima rada. Važna karakteristika performansi motora je margina stabilnosti kompresora u tačkama linije režima rada, koja je određena izrazom

(10)

Indeks "gr" odgovara parametrima granice stabilnog rada kompresora na istoj vrijednosti n pr kao u tački linije režima rada.

Komora za sagorevanje će biti okarakterisana efikasnošću sagorevanja goriva i ukupnim odnosom pritiska.

Ukupni pritisak gasa u komori za sagorevanje opada usled prisustva hidrauličkih gubitaka, koje karakteriše ukupni koeficijent pritiska r, i gubitaka izazvanih dovodom toplote. Potonje karakterizira koeficijent. Ukupni ukupni gubitak pritiska određen je proizvodom

I hidraulički gubici i gubici zbog unosa toplote rastu sa povećanjem protoka na ulazu u komoru za sagorevanje. Ukupni gubitak tlaka protoka uzrokovan ulazom topline također raste s povećanjem stepena zagrijavanja plina, koji je određen omjerom vrijednosti temperature polaza na izlazu iz komore za sagorijevanje i na ulazu u nju.

Povećanje stepena zagrevanja i protoka na ulazu u komoru za sagorevanje praćeno je povećanjem brzine gasa na kraju komore za sagorevanje, a kada se brzina gasa približi brzini zvuka, gasnodinamički dolazi do "zatvaranja" kanala. Sa gasnodinamičkim "zaključavanjem" kanala, dalje povećanje temperature gasa bez smanjenja brzine na ulazu u komoru za sagorevanje postaje nemoguće.

Karakteristike turbine određene su zavisnostima relativne gustine struje u kritičnom preseku mlaznice prvog stepena q (λ sa a) i efikasnosti turbine od stepena smanjenja ukupnog pritiska gasa u turbina, smanjena brzina rotacije rotora turbine i površina kritičnog presjeka mlaznice prvog stupnja:

Mlaznu mlaznicu karakterizira niz promjena u područjima kritičnog i izlaznog poprečnog presjeka i koeficijenta brzine.

Performanse usisnika vazduha, koji je element elektrane aviona, takođe imaju značajan uticaj na izlazne parametre motora. Karakteristika usisnog vazduha je predstavljena koeficijentom ukupnog pritiska

gdje je ukupni pritisak neometanog strujanja zraka; - ukupni pritisak protoka vazduha na ulazu kompresora.

Dakle, svaki tip motora ima određene dimenzije karakterističnih sekcija i karakteristike njegovih elemenata. Osim toga, motor ima određeni broj kontrolnih faktora i ograničenja na vrijednosti parametara svog radnog procesa. Ako je broj vladajućih faktora veći od jedan, tada neki uslovi leta i radni uvjeti u principu mogu odgovarati ograničenom rasponu vrijednosti parametara radnog procesa. Od cijelog ovog raspona mogućih vrijednosti parametara radnog procesa, samo će jedna kombinacija parametara biti svrsishodna: na maksimalnom režimu, kombinacija koja daje maksimalni potisak, a u režimu gasa, koja daje minimalno gorivo potrošnja na vrijednosti potiska koja određuje ovaj način rada. Treba imati na umu da je broj nezavisno kontrolisanih parametara radnog procesa - parametara, na osnovu kvantitativnih pokazatelja kojima se kontroliše radni proces motora (ili, ukratko, upravljanje motorom), jednak broju motora. kontrolni faktori. I određene vrijednosti ovih parametara odgovaraju određenim vrijednostima preostalih parametara.

Zavisnost kontrolisanih parametara o uslovima leta i režimu rada motora određena je programom upravljanja motorom i obezbeđena je sistemom automatskog upravljanja (ACS).

Uslovi leta koji utiču na rad motora najpotpunije se karakterišu parametrom, koji je ujedno i parametar procesa rada motora. Stoga se pod programom upravljanja motorom podrazumijeva ovisnost kontroliranih parametara radnog procesa ili stanja kontroliranih elemenata motora od temperature stagnacije zraka na ulazu u motor i jednog od parametara koji određuju način rada motora. - temperatura gasa ispred turbine, brzina rotora jedne od stepenica ili potisak motora R.

2 Upravljanje motorom

Motor konstantne geometrije ima samo jedan kontrolni faktor - količinu toplote.

Rice. 6. Linija režima rada na karakteristici kompresora

Parametri ili se mogu koristiti kao parametar koji se može kontrolirati direktno određen količinom unesene topline. Ali, budući da je parametar nezavisan, onda kao kontrolirani parametar može biti pridružen i parametrima i smanjena brzina

(12)

Štaviše, u različitim rasponima vrijednosti, različiti parametri se mogu koristiti kao kontrolirani parametar.

Razlika u mogućim upravljačkim programima za motor fiksne geometrije nastaje zbog razlike u dozvoljenim vrijednostima parametara i na maksimalnim modovima.

Ako se pri promeni temperature vazduha na ulazu u motor zahteva da se temperatura gasa ispred turbine ne menja na maksimalnim režimima, tada ćemo imati kontrolni program. U ovom slučaju, relativna temperatura će se promijeniti u skladu s izrazom.

Na sl. 6 pokazuje da svaka vrijednost duž linije režima rada odgovara određenim vrijednostima parametara i. (Na slici 6) je takođe prikazano da za< 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.

Da bi se osigurao rad na = 1, potrebno je da vrijednost relativne temperature bude = 1, što je u skladu sa izrazom

je ekvivalentno stanju ... Stoga, kada se smanji ispod, vrijednost bi se trebala smanjiti. Na osnovu izraza (12), brzina rotacije će se također smanjiti. U ovom slučaju, parametri će odgovarati izračunatim vrijednostima.

U regionu pod uslovom = const, vrednost parametra se može promeniti na različite načine sa povećanjem - može se i povećati i smanjiti, i ostati nepromenjena, što zavisi od izračunatog stepena

povećanje ukupnog pritiska vazduha u kompresoru i prirodu upravljanja kompresorom. Kada program = const dovodi do povećanja kako raste, a prema uslovima čvrstoće, povećanje brzine rotacije je neprihvatljivo, koristi se program Temperatura gasa ispred turbine će se prirodno smanjiti u ovim slučajevima.

Šumovi ovih parametara služe kao kontrolni signal u sistemu automatskog upravljanja motorom prilikom davanja programa. Prilikom davanja programa = const, upravljački signal može biti vrijednost ili manja vrijednost, koja na = const i = const u skladu sa izrazom

jedinstveno određuje vrijednost Upotreba vrijednosti kao kontrolnog signala može biti posljedica ograničenja radna temperatura osjetljivi elementi termoelementa.

Da biste obezbijedili kontrolni program = const, možete koristiti i programirano upravljanje parametrom čija će vrijednost biti funkcija (slika 7).

Razmatrani kontrolni programi su uglavnom kombinovani. Kada motor radi u sličnim režimima, u kojima se određuju svi parametri relativne vrijednosti su nepromijenjeni. To su vrijednosti smanjenog protoka u svim dionicama protočnog puta plinskoturbinskog motora, smanjene temperature, stepena povećanja ukupnog tlaka zraka u kompresoru. Vrijednost koja odgovara izračunatim vrijednostima i koja razdvaja dva uslova upravljačkog programa, u mnogim slučajevima odgovara standardnim atmosferskim uslovima na tlu = 288 K. Ali u zavisnosti od namjene motora, vrijednost može biti manje ili više.

Za motore podzvučnih aviona na velikim visinama, može biti preporučljivo dodijeliti< 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 će biti = 1,18 i motor na maksimalnoj brzini će biti
raditi na< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(kriva 1, slika 7) nego za motor c (kriva 0).

Za motor namijenjen za letjelicu velike visine i velike brzine, može biti preporučljivo dodijeliti (kriva 2). Potrošnja vazduha i stepen povećanja ukupnog pritiska vazduha u kompresoru za takav motor na > 288 K su veći nego za motor sa = 288 K Ali temperatura gasa pre

Rice. 7. Zavisnost glavnih parametara procesa rada motora :a - sa nepromijenjenom geometrijom od temperature zraka na ulazu kompresora, b - sa nepromijenjenom geometrijom od izračunate temperature zraka

turbina dostiže svoju maksimalnu vrijednost u ovom slučaju pri većim vrijednostima i, shodno tome, pri većim brojevima leta M. Dakle, za motor sa = 288 K, maksimalna dozvoljena temperatura gasa ispred turbine pri tlu može biti na M ≥ 0, a na visinama H ≥ 11 km - na M ≥ 1.286. Ako motor radi u sličnim režimima, na primjer, do = 328 K, tada će maksimalna temperatura plina ispred turbine u blizini tla biti na M ≥ 0,8, a na visinama H ≥ 11 km - na M ≥ 1,6; u režimu poletanja, temperatura gasa će biti = 288/328

Za rad do = 328 K, brzina rotacije u odnosu na brzinu uzlijetanja mora se povećati za = 1,07 puta.

Izbor > 288 K može biti i zbog potrebe da se održi potreban potisak pri polijetanju na povišenim temperaturama zraka.

Dakle, povećanje brzine protoka vazduha pri > povećanjem se obezbeđuje povećanjem broja obrtaja rotora motora i smanjenjem specifičnog potiska u režimu poletanja usled smanjenja.

Kao što vidite, vrijednost ima značajan utjecaj na parametre radnog procesa motora i njegove izlazne parametre i, uz to, je, dakle, izračunati parametar motora.

3. SISTEMI KONTROLE GORIVA

1 Glavni regulator protoka goriva i elektronski regulatori

1.1 Glavni regulator potrošnje goriva

Glavni regulator protoka goriva je jedinica pogonjena motorom koja je mehanički, hidraulički, električno ili pneumatski upravljana u različitim kombinacijama. Svrha sistema upravljanja gorivom je održavanje potrebnog omjera zrak-gorivo u sistemima gorivo-vazduh po težini u zoni sagorijevanja na približno 15:1. Ovaj odnos predstavlja odnos težine primarnog vazduha koji ulazi u komoru za sagorevanje i težine goriva. Ponekad se koristi omjer goriva i zraka od 0,067:1. Sva goriva zahtijevaju određenu količinu zraka za potpuno sagorijevanje, tj. bogata ili loša mješavina će izgorjeti, ali ne u potpunosti. Idealna proporcija za vazduh i mlazno gorivo je 15:1, i naziva se stehiometrijska (hemijski ispravna) smjesa. Vrlo je uobičajeno pronaći omjer zraka i goriva od 60:1. Kada se to dogodi, autor predstavlja odnos vazduh-gorivo u smislu ukupnog protoka vazduha, a ne protok primarnog vazduha koji ulazi u komoru za sagorevanje. Ako primarni protok iznosi 25% ukupnog protoka zraka, tada je omjer 15:1 25% od omjera 60:1. U vazduhoplovnim gasnoturbinskim motorima dolazi do prelaska sa bogate smeše na siromašnu mešavinu sa odnosom od 10:1 pri ubrzanju i 22:1 pri usporavanju. Ako motor troši 25% ukupnog protoka vazduha u zoni sagorevanja, odnosi će biti sledeći: 48:1 pri ubrzanju i 80:1 pri usporavanju.

Kada pilot pomjeri ručicu gasa naprijed, potrošnja goriva se povećava. Povećanje potrošnje goriva dovodi do povećanja potrošnje plina u komori za izgaranje, što zauzvrat povećava razinu snage motora. Kod turbomlaznih i turboventilatorskih (turbo-ventilatorskih) motora to uzrokuje povećanje potiska. U HPT i turboosovinskim motorima, to će povećati izlaznu snagu pogonskog vratila. Brzina rotacije propelera će se ili povećati ili ostati nepromijenjena s povećanjem nagiba propelera (kut ugradnje njegovih lopatica). Na sl. 8. prikazuje dijagram odnosa komponenti sistema gorivo-vazduh za tipični avionski GTE. Dijagram prikazuje omjer zrak-gorivo i brzinu rotora pod visokim pritiskom koje opaža centrifugalni uređaj za kontrolu težine, regulator brzine rotora visokog pritiska.

Rice. 8. Radni dijagram goriva i zraka

U režimu mirovanja 20 delova vazduha u mešavini je na liniji statičkog (stabilnog) stanja, a 15 delova je u opsegu od 90 do 100% brzine rotora visokog pritiska.

Kako se motor iscrpljuje, omjer zraka i goriva 15:1 će se mijenjati kako se efikasnost procesa kompresije zraka smanjuje (pogoršava). Ali za motor je važno da ostane potreban porast pritiska i da ne dođe do zastoja. Kada se omjer porasta tlaka počne smanjivati ​​zbog iscrpljivanja resursa motora, zagađenja ili oštećenja kako bi se vratila potrebna normalna vrijednost, povećavaju se način rada, potrošnja goriva i brzina osovine kompresora. Rezultat je bogatija smjesa u komori za sagorijevanje. Kasnije, osoblje za održavanje može izvršiti potrebno čišćenje, popravku, zamjenu kompresora ili turbine ako se temperatura približi granici (svi motori imaju svoje temperaturne granice).

Kod motora sa jednostepenim kompresorom, glavni regulator protoka goriva pokreće se od rotora kompresora kroz pogonsku kutiju. Kod dvostepenih i trostepenih motora, glavni regulator potrošnje goriva pokreće kompresor visokog pritiska.

1.2 Elektronski kontroleri

Mnogi signali se šalju sistemu upravljanja motorom kako bi se automatski kontrolisao odnos vazduh-gorivo. Broj ovih signala ovisi o vrsti motora i prisutnosti elektronskih upravljačkih sistema u njegovom dizajnu. Motori najnovijih generacija imaju elektronske regulatore koji detektuju mnogo veći broj parametara motora i aviona od hidromehaničkih uređaja prethodnih generacija motora.

Ispod je lista najčešćih signala koji se šalju u sistem upravljanja hidromehaničkim motorom:

Brzina rotora motora (N c) - prenosi se na upravljački sistem motora direktno iz mjenjača preko centrifugalnog regulatora goriva; koristi se za doziranje goriva, kako u stacionarnim uslovima rada motora, tako i tokom ubrzanja / usporavanja (vrijeme ubrzanja većine GTE-ova aviona od praznog hoda do maksimalnog režima je 5 ... 10 s);

Ulazni pritisak motora (p t 2) je signal ukupnog pritiska koji se prenosi na mjeh za kontrolu goriva od senzora instaliranog na ulazu u motor. Ovaj parametar se koristi za prenos informacija o brzini i visini aviona kada se uslovi promene. okruženje na ulazu u motor;

Izlazni pritisak kompresora (p s 4) - statički pritisak koji se prenosi na meh hidromehaničkog sistema; koristi se za obračun masenog protoka zraka na izlazu iz kompresora;

Pritisak u komori za sagorevanje (p b) je signal statičkog pritiska za sistem kontrole potrošnje goriva, koristeći direktnu proporcionalnu vezu između pritiska u komori za sagorevanje i težine potrošnje vazduha u datoj tački u motoru. Ako se pritisak u komori za sagorevanje poveća za 10%, maseni protok vazduha se povećava za 10%, a mehovi u komori za sagorevanje će programirati da povećaju potrošnju goriva za 10% kako bi održali ispravan odnos. "âîçäóõ - òîïëèâî ". Áûñòðîå ðåàãèðîâàíèå íà ýòîò ñèãíàë ïîçâîëÿåò èçáåæàòü ñðûâîâ ïîòîêà, ïëàìåíè è çàáðîñà òåìïåðàòóðû;

Ulazna temperatura (t t 2) - signal ukupne temperature na ulazu u motor za sistem upravljanja gorivom. Senzor temperature je povezan sa sistemom upravljanja gorivom pomoću cijevi koje se šire i skupljaju ovisno o temperaturi zraka koji ulazi u motor. Ovaj signal daje sistemu upravljanja motorom informaciju o vrijednosti gustine zraka, na osnovu koje se može podesiti program doziranja goriva.

2 Pojednostavljeni dijagram kontrole potrošnje goriva (hidromehanički uređaj)

Na sl. 9 prikazan je pojednostavljeni dijagram GTE upravljačkog sistema aviona. Dozira gorivo prema sljedećem principu:

Merni deo :pomeranjem poluge za isključivanje goriva (10) pre startnog ciklusa otvara se ventil za zatvaranje i dozvoljava gorivu da uđe u motor (sl. 9.). Poluga za zatvaranje je potrebna jer ograničavač minimalnog protoka (11) sprječava da se glavni regulacijski ventil ikada potpuno zatvori. Ovaj dizajn je neophodan u slučaju da opruga za podešavanje regulatora pukne ili je graničnik u praznom hodu pogrešno podešen. Pun položaj zadnjeg gasa odgovara položaju MG pored MG graničnika. Ovo sprječava da gas djeluje kao poluga za isključivanje. Kao što je prikazano na slici, poluga za isključivanje takođe osigurava da se radni pritisak sistema upravljanja gorivom pravilno povećava tokom ciklusa pokretanja. To je neophodno kako grubo gorivo ne bi ušlo u motor prije procijenjenog vremena.

Gorivo iz sistema za dovod pritiska glavne pumpe za gorivo (8) usmerava se na prigušni ventil (igla za doziranje) (4). Kako gorivo teče kroz rupu stvorenu konusom ventila, tlak počinje opadati. Gorivo na putu od ventila za gas do injektora smatra se doziranim. U ovom slučaju, gorivo se dozira po težini, a ne po zapremini. kalorijska vrijednost (masena kalorijska vrijednost) jedinične mase goriva je konstantna uprkos temperaturi goriva, dok kalorijska vrijednost po jedinici volumena nije. Gorivo sada ulazi u komoru za sagorevanje u ispravnoj dozi.

Princip doziranja goriva po težini matematički je obrazložen na sljedeći način:

Rice. 9. Dijagram hidromehaničkog regulatora goriva

. (13)

gdje je: - težina utrošenog goriva, kg/s;

Koeficijent potrošnje goriva;

Površina poprečnog presjeka glavnog regulacijskog ventila;

Diferencijalni pritisak u provrtu.

Pod uslovom da je potreban samo jedan motor i dovoljan jedan otvor regulacionog ventila, neće doći do promene formule, jer pad pritiska ostaje konstantan. Ali motori aviona moraju promijeniti način rada.

Uz konstantno promjenjivu potrošnju goriva, pad tlaka na igli za doziranje ostaje nepromijenjen, bez obzira na veličinu područja protoka. Usmjeravanjem doziranog goriva na membransku oprugu hidraulički kontroliranog prigušnog ventila, diferencijalni tlak se uvijek vraća na vrijednost napetosti opruge. Budući da je vrijednost zatezanja opruge konstantna, pad tlaka u području protoka također će biti konstantan.

Da bismo potpunije razumjeli ovaj koncept, pretpostavimo da pumpa za gorivo uvijek isporučuje višak goriva u sistem, a ventil za smanjenje pritiska kontinuirano vraća višak goriva na ulaz pumpe.

PRIMJER: Pritisak neizmjerenog goriva je 350 kg/cm 2; dozirani pritisak goriva je 295 kg / cm 2; vrijednost zatezanja opruge je 56 kg / cm 2. U ovom slučaju, pritisak na obje strane membrane ventila za smanjenje tlaka je 350 kg / cm 2. Ventil za gas će biti u ravnoteži i zaobići višak goriva na ulazu u pumpu.

Ako pilot pomjeri gas naprijed, otvor za gas će se povećati, kao i dozirani protok goriva. Zamislimo da se pritisak doziranog goriva povećao na 300 kg / cm 2. To je izazvalo opći porast tlaka do 360 kg / cm 2; na obje strane membrane ventila, prisiljavajući ventil da se zatvori. Smanjena količina premoštenog goriva će za posljedicu imati povećanje pritiska neizmjerenog goriva za novu površinu protoka od 56 kg/cm 2; neće biti ponovo instaliran. To će se dogoditi jer će povećana brzina dovesti do povećanja potrošnje goriva kroz pumpu. Kao što je ranije pomenuto, diferencijalni pritisak ∆P će uvek odgovarati napetosti opruge ventila za rasterećenje pritiska kada se sistem uravnoteži.

Računarski dio. Kada motor radi, kretanje leptira za gas (1) uzrokuje da se poklopac kliznog opruga pomjeri prema dolje duž šipke servo ventila i pritisne oprugu za podešavanje. Pri tome, baza opruge tjera centrifugalne težine da se konvergiraju, kao da je brzina rotora turbopunjača mala. Funkcija servo ventila je da spriječi naglo pomicanje igle za doziranje kada se tekućina unutar nje istiskuje odozdo prema gore. Pretpostavimo da mehanizam za množenje (3) ostaje nepomičan u ovom trenutku, tada će se klizač pomicati niz nagnutu ravan i ulijevo. Krećući se ulijevo, klizač pritiska upravljački ventil protiv sile zatezanja njegove opruge, povećavajući potrošnju goriva motora. Sa povećanjem potrošnje goriva, brzina rotora motora se povećava, povećavajući brzinu pogona regulatora (5). Nova sila iz rotacije centrifugalnih utega će doći u ravnotežu sa silom opruge za podešavanje kada su centrifugalni utezi uspravni. Tegovi su sada u poziciji spremni za promjenu brzine.

Centrifugalni utezi se uvijek vraćaju u vertikalni položaj kako bi bili spremni za sljedeće promjene opterećenja:

a) Uvjeti prekoračenja brzine:

opterećenje motora se smanjuje i on povećava brzinu;

centrifugalne težine se razilaze, blokirajući dovod određene količine goriva;

b) Uslovi za manju brzinu:

opterećenje motora se povećava i brzina počinje padati;

centrifugalne težine konvergiraju, povećavajući potrošnju goriva;

motor se vraća na projektovanu brzinu. Kada su centrifugalni utezi uspravni, sila njihovog djelovanja na oprugu je uravnotežena veličinom zatezanja opruge.

c) Pomeranje gasa (napred):

opruga za podešavanje je komprimirana i centrifugalni utezi se konvergiraju u uvjetima lažne niske brzine;

potrošnja goriva se povećava, a utezi počinju da se razilaze, preuzimajući ravnotežni položaj sa novom silom zatezanja opruge.

Napomena: Centrifugalni utezi se neće vratiti u prvobitni položaj dok se gas ne podesi jer opruga za podešavanje sada zateže više sile. Ovo se zove statička greška regulatora i određena je malim gubitkom brzine zbog mehanizama regulatora.

Na mnogim motorima, statički pritisak u komori za sagorevanje je koristan pokazatelj protoka vazdušne mase. Ako je maseni protok zraka poznat, omjer zraka i goriva može se preciznije kontrolisati. Sa povećanjem pritiska u komori za sagorevanje (p b), meh koji to opaža širi se udesno. Prekomjerno kretanje je ograničeno graničnikom tlaka u komori za sagorijevanje (6). Pod pretpostavkom da potisak servo ventila ostaje nepomičan, spojnica množenja će pomjeriti klizač ulijevo, otvarajući kontrolni ventil za veći protok goriva u skladu sa povećanim protokom mase vazduha. To se može dogoditi tokom ronjenja, što će uzrokovati povećanje brzine, brzine glave i protoka mase zraka.

Povećanje ulaznog tlaka će uzrokovati širenje mijeha (7), koji prima ovaj tlak, poluga množenja će se pomaknuti ulijevo i kontrolni ventil će se više otvoriti.

Kada je motor zaustavljen, opruga za podešavanje se širi u dva smjera, tjerajući klizni poklopac da se podigne prema graničniku u praznom hodu i gurajući glavni kontrolni ventil dalje od ograničavača minimalnog protoka goriva. Sljedeći put kada se motor pokrene i bude blizu praznog hoda, centrifugalni utezi regulatora podržavaju klizni poklopac na graničniku u praznom hodu i također pomiču kontrolni ventil prema limitatoru minimalnog protoka.

3.3 Hidropneumatski sistemi za upravljanje gorivom, HPT PT6 (Bendix sistem goriva)

Osnovni sistem goriva sastoji se od pumpe na motor, hidromehaničkog regulatora goriva, kontrolne jedinice za lansiranje, dvostrukog razdjelnika goriva sa 14 jednosmjernih (jednostrukih) brizgaljki za gorivo. Dva odvodna ventila smeštena u kućištu gasnog generatora obezbeđuju drenažu zaostalog goriva nakon gašenja motora (Sl. 10).

3.1 Pumpa za gorivo

Pumpa za gorivo 1 je pumpa pozitivnog zapremine sa pogonom na mjenjač. Gorivo iz pumpe za povišenje pritiska ulazi u pumpu za gorivo kroz ulazni filter 2 od 74 mikrona (200 rupa), a zatim u radnu komoru. Odatle se gorivo pod visokim pritiskom usmjerava u hidromehanički regulator dovoda goriva kroz izlazni filter pumpe 3 za 10 mikrona. Ako se filter začepi, povećani diferencijalni pritisak će savladati silu zatezanja opruge, podići ventil za zaštitu od njegovog sjedišta i omogućiti nefiltriranom gorivu da prođe. sigurnosni ventil 4 i centralni kanal pumpe prolaze nefiltrirano gorivo visokog pritiska od zupčanika pumpe do regulatora goriva kada je izlazni filter blokiran. Unutrašnji prolaz 5, koji potiče od kontrolne jedinice goriva, vraća bajpas gorivo iz kontrolne jedinice goriva na ulaz pumpe, zaobilazeći ulazni filter.

3.2 Sistem upravljanja gorivom

Sistem upravljanja gorivom se sastoji od tri odvojena dijela sa nezavisnim funkcijama: hidromehaničkog regulatora dovoda goriva (6), koji određuje program dovoda goriva u motor u stacionarnom stanju i pri ubrzanju; start-up jedinica za kontrolu protoka koja djeluje kao distributer protoka koji usmjerava odmjereno gorivo iz izlaza hidromehaničkog regulatora u glavni razdjelnik goriva ili u primarni i sekundarni razvodnik prema potrebi. Propelerom naprijed i nazad upravlja regulatorni blok, koji se sastoji od normalnog dijela regulatora propelera (na slici 10.) i graničnika maksimalne brzine turbine visokog pritiska. Turbina visokog pritiska štiti turbinu od prekoračenja brzine tokom normalnog rada. Tokom preokretanja potiska, regulator propelera ne radi i brzinu turbine kontrolira visokotlačni regulator turbine.

3.3 Hidromehanički regulator goriva

Hidromehanički regulator goriva ugrađen je na pumpu koju pokreće motor i rotira se brzinom proporcionalnom brzini rotacije rotora niskog pritiska. Hidromehanički regulator goriva određuje program isporuke goriva u motor kako bi stvorio potrebnu snagu i kontrolirao brzinu rotora niskog tlaka. Snaga motora je direktno povezana sa brzinom rotora niskog pritiska. Hidromehanički regulator kontrolira ovu frekvenciju, a time i snagu motora. Brzina rotora niskog pritiska kontroliše se podešavanjem količine goriva koja se dovodi u komoru za sagorevanje.

Merni deo. Gorivo ulazi u hidromehanički regulator pod pritiskom p 1 koji stvara pumpa. Potrošnja goriva se podešava pomoću glavnog ventila za gas (9) i igle za doziranje (10). Nedozirano gorivo pod pritiskom p 1 iz pumpe se dovodi do ulaza regulacionog ventila. Pritisak goriva neposredno nakon regulacionog ventila naziva se izmjereni tlak goriva (p 2). Ventil za gas održava konstantan diferencijalni pritisak (p 1 - p 2) preko kontrolnog ventila. Područje protoka igle za doziranje će varirati u skladu sa specifičnim zahtjevima motora. Višak goriva u odnosu na ove zahtjeve sa izlaza pumpe za gorivo će se odvoditi kroz otvore unutar hidromehaničkog regulatora i pumpe do ulaza u ulazni filter (5). Igla za doziranje se sastoji od kalema koji radi u šupljem rukavu. Ventil se pokreće dijafragmom i oprugom. Tokom rada, sila opruge je uravnotežena razlikom pritiska (p 1 -p 2) preko dijafragme. Bypass ventil će uvijek biti u poziciji da održava diferencijalni pritisak (p 1 -p 2) i da premošćava višak goriva.

Sigurnosni ventil se postavlja paralelno sa bajpas ventilom kako bi se spriječilo povećanje viška tlaka p 1 u hidromehaničkom regulatoru. Ventil ima oprugu da se zatvori i ostaje zatvoren sve dok pritisak goriva p 1 na ulazu ne pređe silu zatezanja opruge i otvori ventil. Ventil će se zatvoriti čim se ulazni pritisak smanji.

Prigušni ventil 9 se sastoji od profilisane igle koja radi u čahuri. Ventil za gas reguliše potrošnju goriva promjenom područja protoka. Potrošnja goriva je samo funkcija položaja igle za doziranje, jer prigušni ventil održava konstantan diferencijalni tlak u području protoka bez obzira na razliku u tlaku goriva na ulazu i izlazu.

Kompenzacija za promjene specifične težine zbog promjena temperature goriva vrši se bimetalnom pločom ispod opruge prigušnog ventila.

Pneumatski računarski dio. Gas je povezan sa softverskom brzinom koja slabi unutrašnji potisak kako se snaga povećava. Poluga regulatora rotira oko ose i jedan njen kraj se nalazi nasuprot otvora, formirajući regulator ventila 13. Poluga za obogaćivanje 14 rotira se na istoj osi sa polugom regulatora i ima dva nastavka koja pokrivaju dio poluge regulatora u takvoj način da se nakon nekog pokreta praznina između njih zatvori, a obje se poluge kreću zajedno. Poluga za obogaćivanje pokreće klin s utorom koji radi protiv ventila za obogaćivanje. Druga manja opruga povezuje krak za obogaćivanje sa krakom regulatora.

Programirani breg za brzinu usmjerava silu zatezanja opruge za podešavanje 15 kroz srednju polugu, koja zauzvrat prenosi silu za zatvaranje regulatora ventila. Opruga za obogaćivanje 16, koja se nalazi između poluge za obogaćivanje i regulatora, stvara silu za otvaranje ventila za obogaćivanje.

Tokom rotacije pogonskog vratila rotira se sklop na koji su montirani centrifugalni utezi regulatora. Male poluge na unutrašnjoj strani utega su u kontaktu sa klizačom regulatora. Kako se brzina rotora niskog pritiska povećava, centrifugalna sila tjera utege da vrše veće opterećenje na kalem. To uzrokuje da se kalem pomiče prema van duž osovine, djelujući na polugu za obogaćivanje. Sila centrifugalnih utega prevazilazi nepropusnost opruge, otvara se ventil regulatora i zatvara ventil za obogaćivanje.

Ventil za obogaćivanje počinje da se zatvara pri svakom povećanju brzine rotora niskog pritiska dovoljnom da savlada silu zatezanja manje opruge centrifugalnim utezima. Ako broj obrtaja niskotlačnog rotora nastavi da raste, poluga za obogaćivanje će nastaviti da se kreće sve dok ne dodirne polugu regulatora, u kom trenutku će ventil za obogaćivanje biti potpuno zatvoren. Regulatorni ventil će se otvoriti ako brzina rotora niskog pritiska poraste dovoljno da gravitacija savlada silu zatezanja veće opruge. U tom slučaju, ventil regulatora će biti otvoren, a ventil za bogatstvo će biti zatvoren. Ventil za obogaćivanje se zatvara sa povećanjem brzine kako bi radni pritisak vazduha bio konstantan.

Bellow. Sklop mehova, sl. 11 sastoji se od vakuumskog meha (18) i meha regulatora (19), povezanih zajedničkom šipkom. Vakuumski mehovi obezbeđuju potpuno merenje pritiska.Mehovi regulatora su smešteni u sklopu meha i obavljaju istu funkciju kao i membrana. Kretanje mijeha se prenosi na upravljački ventil 9 preko poprečne osovine i odgovarajućih poluga 20.

Cijev je fiksirana u profiliranom tijelu sa suprotnog kraja pomoću čahure za podešavanje. Stoga će svako rotacijsko kretanje poprečne osovine uzrokovati povećanje ili smanjenje sile u torzijskoj šipki (cijevni dio s visokim otporom na torziju). Torziona šipka čini brtvu između dijelova za zrak i gorivo u sistemu. Torziona šipka se nalazi duž sklopa mijeha za prijenos sile za zatvaranje kontrolnog ventila. Mjeh djeluje protiv ove sile kako bi otvorio kontrolni ventil. Pritisak p y se dovodi eksterno u meh regulatora. Pritisak p x se dovodi iznutra u meh regulatora i sa vanjske strane vakuumskog meha.

Radi jasnoće funkcionalne namjene mijeha regulatora, prikazano je na sl. 11 kao dijafragma. Pritisak p y se dovodi sa jedne strane dijafragme, a p x sa suprotne. Pritisak p x se takođe primenjuje na vakuumski meh pričvršćen na membranu. Opterećenje pritiska p x koje djeluje suprotno od vakuumskog balona se gasi primjenom jednakog pritiska na istu zonu dijafragme, ali u suprotnom smjeru.

Sva tlačna opterećenja koja djeluju na dio mijeha mogu se svesti na sile koje djeluju samo na dijafragmu. Ove sile su:

pritisak P y koji djeluje na cijelu površinu gornjeg dijela;

unutrašnji pritisak vakuumskog meha koji deluje na donju površinu (unutar oblasti prigušenja pritiska);

pritisak p x koji djeluje na ostatak površine.

Svaka promjena tlaka p y će uzrokovati veći učinak na dijafragmu od iste promjene tlaka p x zbog razlike u područjima djelovanja.

Pritisci p x i p y se mijenjaju s promjenom radnih uvjeta motora. Kada se oba pritiska povećaju u isto vrijeme, na primjer za vrijeme ubrzanja, kretanje mijeha naniže će uzrokovati pomicanje smjernog ventila ulijevo, u smjeru otvaranja. Kada p y rastereti ventil regulatora, nakon postizanja željene frekvencije

rotacijom niskotlačnog rotora (za podešavanje nakon ubrzanja), mijeh će se pomaknuti prema gore kako bi se smanjio područje protoka kontrolnog ventila.

Kada se oba pritiska istovremeno smanje, mijeh se pomiče prema gore, smanjujući područje protoka kontrolnog ventila, jer vakuumski mijeh tada djeluje kao opruga. Ovo se dešava tokom usporavanja, kada pritisak p y rasterećuje ventil regulatora, a pritisak p x rasterećuje ventil za obogaćivanje, primoravajući smerni ventil da se pomeri prema minimalnom limitatoru protoka.

Rice. 10. Hidropneumatski sistem upravljanja gorivom TVD RT6

Rice. 11. Funkcionalna dijafragma sklopa mijeha

Turbinski regulator visokog pritiska (N 2). Blok regulatora brzine rotora visokog pritiska N 2 je dio regulatora brzine propelera. Osjeća pritisak p y kroz unutrašnju pneumatsku liniju 21, koja ide od tijela jedinice za upravljanje gorivom do regulatora. U slučaju prekoračenja turbine visokog tlaka pod djelovanjem centrifugalnih utega, otvorit će se otvor za premosnicu zraka (22) u bloku regulatora (N 2) kako bi se smanjio tlak r u kroz regulator. Kada se to dogodi, pritisak py djeluje kroz mjeh za kontrolu goriva na kontrolnom ventilu tako da se on počinje zatvarati, smanjujući potrošnju goriva. Smanjenje potrošnje goriva smanjuje brzinu rotacije rotora niskog i visokog pritiska. Brzina pri kojoj se premosnica otvara zavisi od podešavanja upravljačke poluge vijčanog regulatora (22) i povratne poluge visokog pritiska 24. Brzina turbine visokog pritiska i brzina propelera su ograničeni N 2 regulatorom.

Kontrolna jedinica za lansiranje. Kontrolna jedinica za lansiranje (7) (slika 12) sastoji se od tijela u kojem se nalazi šuplji klip (25), koji radi unutar jedne polovine tijela. Rotacijski pokret klackalice komandne šipke 26 pretvara se u linearno kretanje klipa pomoću mehanizma zupčanika. Prorezi za podešavanje pružaju radne položaje od 45° i 72°. Jedan od ovih položaja, u zavisnosti od instalacije, koristi se za postavljanje sistema poluga u kabini.

Ventil minimalnog pritiska (27), koji se nalazi na ulazu u kontrolnu jedinicu za lansiranje, održava minimalni pritisak u jedinici kako bi se osigurala izračunata doza goriva. Dvostruki razdjelnici, koji su interno povezani preko bajpas ventila (28), imaju dva priključka. Ovaj ventil omogućava da se primarni razvodnik broj 1 u početku napuni za pokretanje i ako se pritisak u bloku poveća, premosni ventil će se otvoriti omogućavajući gorivu da teče u sekundarni razvodnik # 2.

Kada je poluga u položaju isključenja i pražnjenja (0º) (Sl. 13, a), dovod goriva u oba razdjelnika je blokiran. U ovom trenutku, rupe za odvod (kroz rupu na klipu) se poravnavaju sa "reljefnom" rupom i oslobađaju preostalo gorivo u razdjelnicima prema van. Ovo sprečava da gorivo proključa i koksuje sistem kada apsorbuje toplotu. Gorivo koje ulazi u kućište radilice kada je motor zaustavljen, usmjerava se kroz premosnicu do ulaza pumpe za gorivo.

Kada je poluga u radnom položaju (slika 13, b), izlaz kolektora #1 je otvoren i premosnica je blokirana. Tokom ubrzanja motora, potrošnja goriva i tlak u razdjelniku će se povećavati sve dok se premosni ventil ne otvori i razdjelnik #2 se ne napuni. Kada je razdjelnik # 2 pun, ukupna potrošnja goriva se povećala za količinu goriva prebačenog u sistem # 2 i motor nastavlja da ubrzava do praznog hoda. Kada se poluga pomakne izvan radnog položaja (45° ili 72°) do maksimalnog graničnika (90°), upravljačka jedinica za pokretanje više ne utiče na doziranje goriva u motoru.

Rad sistema upravljanja gorivom za tipičnu instalaciju. Rad sistema upravljanja gorivom je podijeljen na :

1. Pokretanje motora. Ciklus pokretanja motora se pokreće pomicanjem gasa u položaj praznog hoda i ručice za pokretanje u položaj isključen. Paljenje i starter su uključeni i, kada se dostigne potrebna brzina rotora LP rotora, ručica za pokretanje se pomiče u radni položaj. Uspješno paljenje u normalnim uvjetima postiže se za otprilike 10 sekundi. Nakon uspješnog paljenja, motor ubrzava do praznog hoda.

Tokom sekvence pokretanja, kontrolni ventil upravljanja gorivom je u položaju niskog protoka. Tokom ubrzanja, pritisak na izlazu iz kompresora (P 3) raste. P x i P y tokom ubrzanja se istovremeno povećavaju (P x = P y). Povećanje tlaka bilježi mijeh 18, koji prisiljava kontrolni ventil da se više otvara. Kada rotor LP dostigne broj obrtaja u praznom hodu, sila iz centrifugalnih utega počinje da premašuje silu zatezanja opruge regulatora i otvara regulatorni ventil 13. To stvara diferencijalni pritisak (P y - P x), koji prisiljava kontrolni ventil zatvoriti do potrebne potrošnje plinskog goriva.

Svako odstupanje brzine rotora motora od odabrane (frekvencija u praznom hodu) bit će opaženo centrifugalnim utezima regulatora, kao rezultat toga, sila koja djeluje sa strane utega će se ili povećati ili smanjiti. Promjene u sili centrifugalne težine će uzrokovati pomicanje regulatora ventila, što će naknadno rezultirati promjenom potrošnje goriva kako bi se vratio tačan broj okretaja u minuti.

Rice. 12. Pokrenite upravljačku jedinicu

Overclocking. Kada se gas 12 pomakne izvan položaja praznog hoda, povećava se sila zatezanja opruge regulatora. Ova sila savladava silu otpora od centrifugalnih utega i pomiče polugu, zatvarajući ventil regulatora i otvarajući ventil za obogaćivanje. Pritisci P x i P y odmah rastu i uzrokuju kretanje regulacijskog ventila u smjeru otvaranja. Ubrzanje je dalje funkcija povećanja (P x = P y).

Kako se potrošnja goriva povećava, niskotlačni rotor će se ubrzati. Kada dostigne tačku projektovane brzine (otprilike 70 do 75%), sila centrifugalnih utega savladava otpor opruge ventila za obogaćivanje i ventil se počinje zatvarati. Kada se ventil za obogaćivanje počne zatvarati, pritisci P x i P y se povećavaju, što uzrokuje povećanje brzine balona regulatora i kontrolnog ventila, što omogućava povećanje brzine u skladu s programom goriva za ubrzanje.

Sa povećanjem brzine rotacije LP i HP rotora, regulator propelera povećava nagib propelera kako bi kontrolirao rad HP rotora na odabranoj frekvenciji i prihvatio povećanu snagu kao dodatni potisak. Ubrzanje se završava kada sila centrifugalnih utega ponovo nadvlada zategnutost opruge regulatora i otvori ventil regulatora.

Prilagodba. Nakon završetka ciklusa ubrzanja, svako odstupanje brzine rotora motora od odabrane bit će opaženo centrifugalnim utezima i izrazit će se povećanjem ili smanjenjem sile djelovanja sa strane utega. Ova promjena će prisiliti ventil regulatora da se otvori ili zatvori, a zatim će se pretvoriti u podešavanje potrošnje goriva potrebno za vraćanje točnog broja okretaja u minuti. Tokom procesa podešavanja, ventil će se držati u položaju za podešavanje ili "plutajućem".

Kompenzacija nadmorske visine. U ovom sistemu upravljanja gorivom kompenzacija visine je automatska jer vakuumski mehovi 18 obezbeđuju referentni apsolutni pritisak. Izlazni pritisak kompresora P 3 je mjera brzine motora i gustine zraka. P x je proporcionalan tlaku na izlazu iz kompresora, smanjit će se sa smanjenjem gustine zraka. Pritisak se osjeća pomoću vakuumskog mijeha, koji smanjuje potrošnju goriva.

Ograničenje snage turbine. Blok regulatora rotora HP, koji je dio regulatora propelera, bilježi pritisak P y duž linije od kontrolne jedinice goriva. Ako dođe do prekoračenja HP ​​turbine, otvara se premosni otvor bloka regulatora kako bi se oslobodio tlak P y kroz vijčani regulator. Smanjenje tlaka P y će uzrokovati kretanje jedinice za upravljanje gorivom prema zatvorenom smjeru kontrolnog ventila, smanjujući potrošnju goriva i brzinu generatora plina.

Zaustavljanje motora. Motor se zaustavlja kada se ručica za upravljanje pomakne u položaj isključen. Ova radnja pomiče ručno upravljani ram u položaj za isključenje i istovar, potpuno zaustavljajući potrošnju goriva i ispuštajući preostalo gorivo iz dvostrukog razdjelnika.

4 Bendix DP-L2 sistem kontrole potrošnje goriva (hidropneumatski uređaj)

Ovaj hidropneumatski regulator goriva je ugrađen na JT15D turboventilatorski motor (Sl. 13).

Gorivo se dovodi do regulatora iz tlačne pumpe (P 1) do ulaza mjernog ventila. Za podešavanje brzine protoka goriva potreban je mjerni ventil u kombinaciji sa premosnim ventilom. Gorivo nizvodno odmah iza regulacionog ventila ima pritisak P 2. Prelivni ventil održava konstantan diferencijalni pritisak (P 1 -P 2).

Elementi / funkcije:

ulazno gorivo - dolazi iz rezervoara za gorivo;

filter - ima grubu mrežu, samopražnjujući se;

zupčasta pumpa - napaja gorivo pod pritiskom P 1;

Filter - ima mrežicu sa malim korakom (fini filter);

sigurnosni ventil - sprečava povećanje pritiska P 1 viška goriva na izlazu iz pumpe i pomaže regulatoru diferencijalnog pritiska prilikom brzog usporavanja;

regulator diferencijalnog pritiska - hidraulički mehanizam koji zaobilazi višak goriva (P 0) i održava konstantan diferencijalni pritisak (P 1 - P 2) oko regulacionog ventila.

bimetalni diskovi temperature goriva - automatski kompenzuju promjene specifične težine promjenom temperature goriva; može se ručno podesiti za različitu specifičnu težinu goriva ili upotrebu drugih vrsta goriva;

Dozirni ventil - ispušta gorivo pod pritiskom R 2 u brizgaljke goriva; postavljen sa torzijskom šipkom koja povezuje meh sa iglom za doziranje;

Graničnik minimalnog protoka - sprečava da se kontrolni ventil potpuno zatvori tokom usporavanja;

Graničnik maksimalnog protoka - postavlja maksimalnu brzinu rotora prema graničnoj vrijednosti motora;

Jedinica sa duplim mehom - meh regulatora detektuje pritiske P x ​​i P y, pozicionira mehanički menjač, ​​menja program snabdevanja gorivom i brzinu motora. Mehovi usporavanja se šire do svog zaustavljanja kada se pritisak P y smanji da bi se smanjila brzina motora;

temperaturni senzor - bimetalni diskovi registruju temperaturu na ulazu u motor T 2 za kontrolu pritiska balona P x;

ventil za obogaćivanje - uzima pritisak kompresora P c i kontroliše pritisak jedinice sa dvostrukim mehom P x i P y; zatvara se sa povećanjem brzine kako bi se održao približno isti radni pritisak;

HP regulator rotora - centrifugalne težine se istiskuju centrifugalnom silom kada se brzina rotora povećava; ovo menja pritisak P y;

Gas - stvara opterećenje za pozicioniranje regulatora.

Kontrolna funkcija :

Pumpa za gorivo isporučuje nedozirano gorivo sa pritiskom P 1 do regulatora napajanja.

Pritisak P pada oko provrta regulacionog ventila na isti način kao što je ranije opisano u pojednostavljenom dijagramu hidromehaničkog regulatora dovoda goriva (slika 9). Pritisak P 1 se pretvara u P 2, koji se dovodi u motor i utiče na rad ventila za smanjenje pritiska, koji se ovde naziva regulator diferencijalnog pritiska.

Gorivo koje se bajpasira nazad do ulaza pumpe je označeno kao P 0. Mlaz održava pritisak P 0 veći od pritiska goriva na ulazu u pumpu.

Rice. 13. Bendix DP-L hidropneumatski regulator goriva montiran na Pratt & Whitney iz Kanade JT-15 turboventilatorski motor

Gorivo koje se bajpasira nazad do ulaza pumpe je označeno kao P 0. Mlaz održava pritisak P 0 veći od pritiska goriva na ulazu u pumpu.

Pneumatski dio se napaja pritiskom iz izlaza kompresora P c. Nakon promjene prelazi u tlakove Px i P y, koji pozicioniraju glavni kontrolni ventil.

Kada se gas pomakne naprijed:

a) centrifugalni utezi se konvergiraju, a sila zatezanja opruge za podešavanje je veća od otpora utega;

b) regulator ventila prestane da zaobilazi R y;

c) ventil za obogaćivanje počinje da se zatvara, smanjujući P s (kada je premosni ventil P y zatvoren, toliki pritisak nije potreban);

d) P x i P y su izbalansirani na površinama regulatora;

e) P y pritisak postaje preovlađujući (slika 11), vakuumski mehovi i potisak meha regulatora se pomeraju nadole; dijafragma dozvoljava takvo kretanje;

f) Mehanički prijenos se okreće u smjeru suprotnom od kazaljke na satu i glavni kontrolni ventil se otvara;

g) sa povećanjem broja obrtaja motora, centrifugalne težine se razilaze, a ventil regulatora se otvara da zaobiđe R u;

g) Ventil za obogaćivanje se ponovo otvara i pritisak P x raste na vrednost pritiska P y;

h) Smanjenje pritiska P y pospešuje kretanje u suprotnom smeru od meha regulatora i propuha;

i) torziona šipka se okreće u smjeru kazaljke na satu kako bi se smanjila potrošnja goriva i stabilizirala brzina rotora motora.

Kada je gas zakočen u praznom hodu:

a) centrifugalni utezi su istisnuti, zbog velike brzine rotacije, sila od utega je veća od zatezanja opruge za podešavanje;

b) Regulatorni ventil, otvarajući, ispušta pritisak R u, sigurnosni ventil se takođe kompresuje da bi se oslobodio dodatni pritisak R u;

c) Otvara se ventil za obogaćivanje, puštajući vazduh sa povećanim pritiskom P x;

d) Pritisak P x pospješuje širenje regulatora i usporavanje se zaustavlja do zaustavljanja, potisak regulatora se također podiže, a glavni kontrolni ventil počinje da se zatvara;

e) pritisak P x opada sa smanjenjem broja obrtaja rotora motora, ali vakuumski mehovi drži regulator potisak u gornjem položaju;

f) Kada se brzina smanji, centrifugalni utezi se konvergiraju, zatvarajući zračni bajpas pritiskom P y i sigurnosni ventil;

g) Ventil za obogaćivanje takođe počinje da se zatvara, pritisak P y raste u odnosu na P x;

g) meh za usporavanje se pomera prema dole, kontrolni ventil se lagano otvara, brzina rotora se stabilizuje.

Kada vanjska temperatura zraka poraste u bilo kojem fiksnom položaju leptira za gas:

a) Senzor T 12 se širi kako bi smanjio premosnicu vazduha sa pritiskom Px i stabilizovao ga na niskom pritisku Pc, uz zadržavanje položaja vakumskih balona i održavanje unapred određenog programa ubrzanja; onda. vrijeme ubrzanja od praznog hoda do polijetanja ostaje isto i na povišenim vanjskim i na niskim temperaturama.

5 Elektronski sistem za programiranje isporuke goriva

Sistemi za doziranje goriva sa elektronskim funkcijama nisu se u prošlosti koristili tako široko kao hidromehanički i hidropneumatski. Poslednjih godina većina novih motora razvijenih za komercijalnu i poslovnu avijaciju opremljena je elektronskim regulatorima. Elektronski regulator je hidromehanički uređaj sa dodatnim uključivanjem elektronskih senzora. Elektronska kola se napajaju iz avionske sabirnice ili iz sopstvenog namenskog alternatora i analiziraju radne parametre motora, kao što su temperatura izduvnih gasova, pritisak duž putanje, brzina motora. U skladu sa ovim parametrima, elektronski dio sistema precizno izračunava potrebnu potrošnju goriva.

5.1 Primjer sistema (Rolls Royce RB-211)

RB-211 je veliki trostepeni turbomlazni motor. Ima elektronski kontrolni regulator uključen u hidromehanički sistem programiranja isporuke goriva. Pojačalo elektronske regulatorne jedinice štiti motor od prekoračenja temperature kada motor radi u režimu poletanja. U svim drugim radnim uslovima, regulator goriva radi samo za hidromehanički sistem.

Analiza Sl. Na slici 14 se vidi da pojačalo regulatora prima signale na ulazu od LPT i dvije brzine rotacije LP i HP kompresora.

Regulator radi prema hidromehaničkom programu opskrbe gorivom sve dok se snaga motora ne približi maksimalnoj, a zatim pojačalo elektronskog regulatora počinje funkcionirati kao limiter dovoda goriva.

Rice. 14. Sistem goriva sa elektronskim regulatorom koji kontroliše program isporuke goriva

Regulator diferencijalnog pritiska u ovom sistemu deluje kao redukcioni ventil na pojednostavljenom dijagramu hidromehaničkog regulatora dovoda goriva na Sl. 10, Kada se snaga motora približi maksimumu i dostignu unaprijed postavljena temperatura plina u turbini i brzina rotacije osovine kompresora, regulator diferencijalnog tlaka smanjuje potrošnju goriva do brizgaljki goriva, goriva do ulaza u pumpu. Regulator dovoda goriva u ovom sistemu djeluje kao hidromehanički uređaj, primajući signale o brzini HPC rotora, pritisku duž putanje (P 1, P 2, P 3) i položaju leptira za gas.

Kako slijedi iz Sl. 14, regulator goriva prima sljedeće signale od motora za kreiranje programa isporuke goriva:

ugao ugradnje leptira za gas;

p 1 - ukupni pritisak na ulazu u kompresor (ventilator);

p 3 - ukupni pritisak na izlazu iz kompresora drugog stepena (međukompresor);

p 4 - ukupni pritisak na izlazu pumpe za podizanje pritiska;

N 3 - RPM HPC rotora;

N 1 - brzina rotacije LPC rotora (ventilator);

N 2 - brzina rotora srednjeg kompresora;

temperatura gasa u turbini (na izlazu iz LPT);

komande za blokiranje funkcija regulatora pojačala;

obogaćivanje - pojačivač dovoda goriva koristi se za pokretanje motora kada je vanjska temperatura ispod 0°.

3.5.2 Primjer sistema (Garrett TFE-731 i ATF-3) TFE-731 i ATF-3 su turboventilatorski motori sljedeće generacije za poslovnu avijaciju. Opremljeni su blokovima elektronskog upravljačkog sistema koji u potpunosti kontroliraju program opskrbe gorivom.

Prema dijagramu na sl. 15 elektronsko računalo prima sljedeće ulazne signale:

N 1 - brzina ventilatora;

N 2 - brzina rotacije rotora srednjeg kompresora:

N 3 - brzina rotora kompresora visokog pritiska;

Tt 2 - ukupna temperatura na ulazu u motor;

Tt 8 - temperatura na ulazu HE;

rt 2 - ukupni ulazni pritisak;

ulazna snaga - 28 VDC;

permanentni magnet alternator;

ugao ugradnje leptira za gas;

VNA pozicija;

Ps 6 - statički pritisak na izlazu HE.

Rice. 15. Elektronski regulator sistema goriva sa potpunom kontrolom programa isporuke goriva

Elektronski dio regulatora goriva analizira ulazne podatke i šalje komande BHA jedinici i programira dovod goriva od strane hidromehaničkog dijela regulatora goriva.

Proizvođači tvrde da ovaj sistem u potpunosti i preciznije kontroliše program isporuke goriva od uporedivog hidromehaničkog sistema. Takođe štiti motor od pokretanja do poletanja od prekoračenja temperature i broja obrtaja, zaustavljanja tokom naglog ubrzanja stalnim praćenjem temperature na HPT ulazu i drugih važnih parametara motora.

5.3 Primjer sistema (G.E./Snecma CFM56-7B)

Motor CFM56-7B (slika 16) radi koristeći sistem poznat kao FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Ostvaruje potpunu kontrolu nad sistemima motora kao odgovor na ulazne komande iz sistema aviona. FADEC takođe pruža informacije avionskim sistemima za prikaze u pilotskoj kabini, praćenje motora, izveštavanje o održavanju i rešavanje problema.

FADEC sistem obavlja sljedeće funkcije:

vrši programiranje dovoda goriva i zaštite od prekoračenja graničnih parametara LP i HP rotora;

prati parametre motora tokom ciklusa pokretanja i sprečava prekoračenje maksimalne temperature gasa u turbini;

kontrolira vuču u skladu s dva načina rada: ručni i automatski;

osigurava optimalne performanse motora kontroliranjem protoka kompresora i zazora turbine;

kontroliše dva elektromagneta za blokiranje gasa.

Elementi FADEC sistema. FADEC sistem se sastoji od:

elektronski regulator, koji uključuje dva identična računara nazvana kanali A i B. Elektronski regulator vrši kontrolne proračune i prati stanje motora;

hidromehanička jedinica koja pretvara električne signale iz elektronskog regulatora u pritisak na pogonima ventila i aktuatorima motora;

periferne komponente kao što su ventili, aktuatori i senzori za kontrolu i nadzor.

Interfejs aviona/elektronskog regulatora (sl. 16). Sistemi aviona daju elektronskom regulatoru informacije o potisku motora, kontrolnim komandama i stanju i uslovima leta aviona, kao što je opisano u nastavku:

Informacija o položaju leptira za gas se dovodi do elektronskog regulatora u obliku električnog signala ugla neusklađenosti. Dvostruki pretvarač je mehanički povezan sa komandama gasa u kokpitu.

Informacije o letu, ciljne komande motora i podaci se prenose do svakog motora sa elektronske displej jedinice aviona preko ARINC-429 magistrale.

Selektivni diskretni signali aviona i informacijski signali se dovode kroz ožičenje do elektronskog kontrolera.

Signali o obrnutom položaju motora se putem žica prenose do elektronskog regulatora.

Elektronski regulator koristi diskretne informacije o ispuštanju vazduha i konfiguraciji leta (zemlja/let i položaj zakrilca) iz aviona da kompenzuje radni režim i kao osnovu za programiranje isporuke goriva tokom ubrzanja.

FADEC interfejsi FADEC sistem je sistem sa ugrađenom opremom za testiranje. To znači da je u stanju da otkrije sopstvenu unutrašnju ili spoljašnju grešku. Za obavljanje svih svojih funkcija, FADEC sistem je povezan sa računarima aviona preko elektronskog kontrolera.

Elektronski regulator prima komande od jedinice za prikaz aviona opšteg sistema displeja, koji je interfejs između elektronskog regulatora i sistema aviona. Obe jedinice displej sistema daju sledeće podatke iz sistema za generisanje signala o ukupnom i statičkom pritisku u letu i kompjutera za kontrolu leta:

Parametri zraka (visina, ukupna temperatura zraka, ukupni pritisak i M) za proračun potiska;

Položaj ugla gasa.

Rice. 16. Šema sistema goriva motora G.E./Snecma CFM56-7

FADEC dizajn. FADEC sistem je potpuno redundantni, izgrađen na dvokanalnom elektronskom kontroleru. Ventili i aktuatori opremljeni su dvostrukim senzorima za pružanje povratne informacije regulatoru. Svi nadzirani ulazni signali su dvosmjerni, ali neki parametri koji se koriste za nadzor i indikaciju su jednosmjerni.

Da bi se poboljšala pouzdanost sistema, svi ulazni signali za jedan kanal se prenose na drugi preko unakrsne veze podataka. Ovo osigurava da oba kanala ostanu funkcionalna čak i ako su važni ulazni signali za jedan od kanala oštećeni.

Oba kanala A i B su identična i stalno funkcionišu, ali nezavisno jedan od drugog. Oba kanala uvijek primaju ulazne signale i obrađuju ih, ali samo jedan kanal, koji se zove aktivna kontrola, generiše kontrolne signale. Drugi kanal je suvišan.

Kada se napon dovede na elektronski regulator tokom rada, biraju se aktivni i rezervni kanali. Ugrađeni sistem opreme za testiranje identifikuje i izoluje kvarove ili kombinacije kvarova za održavanje zdravlja veze i za prenošenje podataka o održavanju u sisteme aviona. Izbor aktivnih i rezervnih kanala zasniva se na ispravnosti kanala, svaki kanal postavlja svoj zdravstveni status. Najpopravljiviji je odabran kao aktivan.

Kada oba kanala imaju isti zdravstveni status, odabir aktivnog i rezervnog kanala se mijenja svaki put kada se motor pokrene kada brzina rotora niskog tlaka prijeđe 10.990 o/min. Ako je veza oštećena i aktivna veza ne može obavljati funkcije upravljanja motorom, sistem ulazi u siguran način rada kako bi zaštitio motor.

Rad regulatora povratne sprege. Elektronski regulator koristi kontrolu zatvorene petlje za potpunu kontrolu različitih sistema motora. Regulator izračunava poziciju za elemente sistema, koja se naziva komanda. Tada regulator izvodi operaciju upoređivanja komande sa stvarnim položajem elementa, koja se zove povratna sprega, i izračunava razliku, koja se zove zahtjev.

Elektronski regulator šalje signale elementima (ventili, pogoni) kroz elektro-hidraulični servo ventil hidromehaničkog uređaja, uzrokujući njihovo kretanje. Kada se ventil ili aktuator sistema pomakne, elektronski regulator prima signal o položaju elementa povratnom spregom. Proces će se ponavljati sve dok se ne zaustavi promjena položaja elemenata.

Ulazni parametri. Svi senzori su dvostruki osim T 49.5 (temperatura izduvnih gasova), T 5 (temperatura na izlazu LP turbine), Ps 15 (statički pritisak na izlazu ventilatora), P 25 (ukupna temperatura na ulazu HPC) i WF (gorivo potrošnja). Senzori T 5, Ps 15 i P 25 su opcioni i nisu ugrađeni na svaki motor.

Za izvođenje proračuna svaki kanal elektronskog kontrolera prima vrijednosti svojih parametara i vrijednosti parametara drugog kanala kroz poprečni presjek prijenosa podataka. Obje grupe vrijednosti provjeravaju se na vjerodostojnost testnim programom u svakom kanalu. Odabire se ispravna vrijednost za upotrebu, ovisno o rezultatu pouzdanosti na svakom očitanju, ili se koristi prosjek obje vrijednosti.

U slučaju kvara dvostrukog senzora, odabire se vrijednost količine izračunate iz ostalih dostupnih parametara. Ovo se odnosi na sljedeće parametre:

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

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

رٍ à ٍ ich ن ي ي à (P s 3);

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

د وهي è ٍ ي î م î ن ي ي à (FMV);

د وهي è َ î م (VBV);

دîëî وهيè ه ïîâîًîٍ يî مî يàïًàâë ے Ù هم î àappa ً à ٍ à (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 ًهمَ ë î à (ً č 17). ف ë ه ê ًٍ î يي ûé ًهمَë ےٍîً نâَُêà يàëü يûé êî ىïü‏ٍ هً , ïî ىهù هييûé â àë‏ ىè يè هâûé لëîê, êîٍîًûé çàêً هïë هي يà ïًàâîé ٌٍ يه × هٍ û ً ه ٌٍَ à ي new ي û ُ ل ol ٍ à ٌ 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.

ذ è. 17. ف ë ه ê ًٍ î يي ûé ًهمَ ë ےٍ î ً ن âč م à ٍ ه ë 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 (i str. 18). ا à م ë َّ êà ً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 ٌ roz ن à ي čè â ه ن âè م à ٍ ه ن è م à ٍ ili CFM 56-7B è ىه ‏ٍ âçë هٍيَ ‏ ٍےمَ, ًàâ يَ 27,300 ô َ يٍ à ى

• Specijalnost VAK RF05.13.01
• Broj strana 87

1. Opće karakteristike rada

3. Zaključci i rezultati

1. LINEARNI DINAMIČKI GTE MODEL. MODELI SENZORA I IZVRŠNIH MEHANIZAMA

1.1. Linearni aproksimacijski sistemi

1.2. Točnost nulte i prvog reda

1.3. LDM izgrađen na bazi linearnih aproksimacijskih sistema poznatih u dvije ravnotežne tačke

1.4. Konstrukcija LDM-a iz n poznatih sistema linearne aproksimacije. Teorem o najbližoj ravnotežnoj tački

1.5. Modeli aktuatora i senzora

1.6. Model kanala za mjerenje frekvencije rotacije

1.7. Model senzora za merenje temperature gasova (termoparovi)

1.8. Modeli senzora pritiska i temperature

1.9. Modeli izvršnih mehanizama"

1.10. Kompleks za testiranje softvera

2. GTE KONTROLNI SISTEM ZASNOVAN NA LDM

2.1. Osnovni zahtjevi za savremene GTE sisteme automatskog upravljanja

2.2. Struktura ACS-a zasnovana na LDM-u

2.3. Opis kruga za održavanje potrebne brzine rotacije rotora turbopunjača i derivata

2.4. Granični krugovi smanjene i fizičke brzine rotacije rotora turbopunjača, rezervni krug

2.5. Petlje održavanja snage i obrtnog momenta

2.6. Slobodni krug za ograničavanje brzine turbine

2.7. Krug za ograničavanje temperature plina

2.8. Krug za održavanje potrebne potrošnje goriva

2.9. Pojednostavljeni model motora ugrađen u ACS

2.10. Kontrola tolerancije gradijenta

2.11. Zahtjevi za elektronski dio ACS-a

2.12. zaključci

3. OPIS ACS TRADICIONALNOG GLEDA. KOMPARATIVNO

3.1. Opće napomene

3.2. Struktura tradicionalnog ACS-a

3.3. Petlja za kontrolu brzine rotora turbopunjača

3.4. Krug za ograničavanje derivata brzine rotora turbopunjača 71 3.5 Drugi krugovi ograničenja i upravljanja 73 3.6. Komparativna analiza klasičnog ACS-a i ACS-a zasnovanog na LDM-u

Preporučena lista disertacija

• Fuzzy hijerarhijski Markovljevi modeli razvoja procesa kvarova sistema automatskog upravljanja, upravljanja i dijagnostike gasnoturbinskih motora 2011, kandidat tehničkih nauka Abdulnagimov, Ansaf Irekovich

• Tehnologija kompleksnog polu-prirodnog istraživanja sistema automatskog upravljanja koaksijalnih pogonskih ventilatora turbopropelera 2018, kandidat tehničkih nauka Ivanov, Artem Viktorovič

• Informacijski i mjerni sistemi za ispitivanje automobilskih proizvoda na klupi 1999, doktor tehničkih nauka Vasilčuk, Aleksandar Vasiljevič

• Stvaranje nove generacije automatizovanih kontrolnih i testnih kompleksa kako bi se osigurala sigurnost sletanja vazdušnog transporta 2013, doktor tehničkih nauka Sheludko, Viktor Nikolajevič

• Razvoj i istraživanje aktuatora sa beskontaktnim DC motorima i digitalnim senzorima parametara rotacije za sisteme automatskog upravljanja 1983, Kandidat tehničkih nauka Kurčanov, Vladimir Nikolajevič

Uvod disertacije (dio apstrakta) na temu "Analiza sistema automatskog upravljanja gasnoturbinskim motorima"

Hitnost problema. Gasnoturbinski motori danas se široko koriste u vojnoj i civilnoj avijaciji, kao i kao pogoni za pumpne stanice za gas i male elektrane koje se koriste u elektroenergetici i pomorskom transportu.

Razvoj motora IV i V generacije zahteva odgovarajući napredak u oblasti upravljanja njima. Od sredine 70-ih godina postao je relevantan prelazak na upravljanje elektranama pomoću digitalnih elektronskih kontrolera. To je bilo olakšano i kompliciranjem upravljačkih zadataka, koji su zahtijevali korištenje naprednijih i složenijih algoritama upravljanja, i razvojem elektronskih tehnologija, zbog čega je postalo moguće osigurati rad elektroničkih kontrolera u uvjetima tipičnim za rad. na motoru.

Centralni institut za motore vazduhoplovstva (Državni naučni centar Ruske Federacije TsIAM po imenu NIBaranov) formulisao je predloge o strukturi i specifičnim metodama softvera i algoritamske konstrukcije inteligentnog adaptivnog automatskog upravljačkog sistema (ACS), koji, pored tradicionalnog one, treba da obavljaju sljedeće kontrolne funkcije:

Prepoznavanje stanja motora (propadanje karakterističnih jedinica, pojava kvarova, rad u stacionarnom ili prolaznom režimu itd.);

Formiranje kontrolne mete u skladu sa rezultatima prepoznavanja stanja motora;

Izbor načina upravljanja motorom koji obezbeđuje postizanje zadatog cilja (izbor skupa upravljačkih programa koji su optimalni za date uslove rada motora);

Formiranje i odabir parametara algoritama upravljanja kako bi se osigurao specificirani kvalitet upravljanja pri korištenju odabranih programa.

Važno matematički problem, bez čijeg rješenja je kreiranje pouzdanog i efikasnog digitalnog bloka automatskog upravljanja i nadzora u savremeni uslovi praktično nemoguće, razvoj matematičkih modela motora, senzora i aktuatora, njihovo prilagođavanje specifičnim praktičnim uslovima upotrebe. Općenito je prihvaćeno da se cijeli razvojni ciklus ACS-a može obezbijediti korištenjem kompleksa nekoliko tipova modela različitih nivoa složenosti. Kompleks u cjelini mora ispuniti niz zahtjeva, od kojih su glavni:

Sposobnost simulacije stacionarnog i prolaznog režima rada u promenljivim uslovima leta u punom opsegu promena u režimima rada elektrane;

Stjecanje tačnosti modeliranja u stacionarnom i prolaznom režimu, dovoljne za rješavanje problema upravljanja;

Prihvatljivo vrijeme rada;

Mogućnost izvođenja proračuna u realnom (stvarnom) i ubrzanom vremenu za modele namijenjene za upotrebu na poluprirodnim štandovima.

Ipak, danas, u uslovima žestoke konkurencije, značajnog zaostajanja za vodećim stranim proizvođačima i narušavanja uspostavljenih ekonomskih veza, vremenski faktor ima sve veći uticaj na proces razvoja ACS-a. Nažalost, ne mogu se svi gore navedeni zahtjevi ispuniti za kratko vrijeme, posebno u prisustvu akutnog nedostatka iskusnih stručnjaka. S druge strane, problem prepoznavanja kvarova, dijagnosticiranja pogoršanja performansi pojedinih komponenti i sklopova podrazumijeva korištenje modela motora. senzori i aktuatori ugrađeni u automatsku kontrolnu i nadzornu jedinicu. Ovaj model ima najstrože zahtjeve za performansama, a kvalitet dijagnostike i vjerovatnoća otkrivanja kvarova direktno zavise od njegove tačnosti.

Upotreba modela koji se razlikuju po strukturi i sadržaju u različitim fazama projektovanja zahteva velike dodatne vremenske utroške. U radu se istražuje mogućnost upotrebe prilično jednostavnih linearnih dinamičkih modela (LDM) za rješavanje kompleksa problema koji proizilaze iz 1; njih u toku razvoja efikasnog ACS-a.

Značajno smanjenje vremena razvoja može se postići optimizacijom algoritama verifikacije za softver ugrađen u ACS. Glavnu ulogu u tome igra model sistema koji se proučava. Glavni problem ovdje je stvaranje posebnog test softverskog kompleksa koji kombinuje model motora, senzore, aktuatore, mjerne i upravljačke kanale ACS-a umjesto skupog poluprirodnog ispitnog stola. Poluprirodni ispitni sto je sistem koji simulira rad motora, senzora i aktuatora instaliranih na njemu. Važan kvalitet poluprirodnog postolja je da provjerava elektronski ACS u cjelini, a ne samo softver ili hardver. Softverski testni kompleks efikasno rješava samo problem provjere softvera digitalnog ACS-a i algoritama koji su u njega ugrađeni. U ovom slučaju se karakteristike hardverske implementacije uzimaju u obzir ne direktno, kao na poluprirodnim štandovima, već indirektno - kroz modele mjernih i kontrolnih kanala. U tom slučaju se test panelu može dodijeliti neophodna provjera hardvera ACS-a, uz pomoć koje se simuliraju ulazni signali i kontroliraju upravljačke akcije.

Polu-prirodno postolje je alat za verifikaciju efikasniji od test panela ili softverskog testnog kompleksa, međutim, složenost njegovog kreiranja je srazmerna stvaranju samog ACS-a, au nekim slučajevima ga čak i prevazilazi. U uslovima kada su termini postavljeni tako da ACS treba da se stvori „juče“, pitanje stvaranja poluprirodnog štanda se ni ne postavlja.

Razvoj novih i prilagođavanje postojećih matematičkih metoda u procesu stvaranja ACS-a za gasnoturbinske motore u najkraćem mogućem roku i uz minimalan utrošak materijalnih i inženjerskih resursa je hitan zadatak. Složen je i svodi se u različitim fazama na rješavanje različitih matematičkih i inženjerskih problema. Nije moguće riješiti postavljeni problem bez uključivanja kompjutera i promišljene upotrebe matematičkih modela. Glavni tipovi modela koji se koriste u proučavanju rada gasnoturbinskog motora, hidromehaničkih i elektronskih komponenti njegovog upravljačkog sistema, senzora i aktuatora.

Modeli stavke po artiklu. U takvim modelima, strukturne karakteristike sistema se direktno posmatraju kao parametri. Razvoj modela element po element zahtijeva značajno ulaganje vremena, međutim, u ovom slučaju se mogu ispravno korigirati različiti faktori, kao što su trenje u elementima konstrukcije, sile na aktuatore, promjene oblika protočnih presjeka rupa u hidromehaničkih uređaja, habanja čvorova, kašnjenja u donošenju rješenja itd...

Približni nelinearni modeli. Oni reproduciraju rad u cijelom rasponu modova, opisuju na pojednostavljen način dinamička svojstva i statičke karakteristike objekta. Modeli su dizajnirani za istraživanje "u velikom" i omogućavaju vam da izvršite proračune u realnom (realnom) vremenu. (Treba napomenuti da je sposobnost izvođenja proračuna u realnom vremenu određena i snagom računara, odabranim programskim jezikom, operativni sistem, kvalitet programiranja i nivo optimizacije proračuna).

Linearizirani modeli. Oni reproduciraju ponašanje sistema u blizini ograničenog skupa tačaka statičke karakteristike. Dozvoljena je upotreba tipičnih ekvivalentnih nelinearnih elemenata. Takvi modeli se obično koriste za istraživanje "male", na primjer, stabilnosti regulacije. Moguće je zamijeniti približni nelinearni model lineariziranim. Jedna od opcija za takvu zamjenu opisana je u. Prednosti i nedostaci ovog pristupa detaljno su razmotreni u prvom poglavlju ovog rada.

Za opisivanje hidromehaničkih sklopova i agregata sistema automatskog upravljanja najčešće se koriste modeli element po element u rješavanju problema vezanih za kreiranje upravljačkog sistema za gasnoturbinski motor. Približni nelinearni modeli koriste se za opisivanje rada gasnoturbinskog motora u čitavom rasponu režima rada. Smatra se da je linearizovani modeli gasnoturbinskih motora prikladni za upotrebu pri proučavanju stabilnosti upravljačkih sistema.

Posljednjih godina postalo je aktualno pitanje modernizacije zrakoplovne tehnologije, uključujući i modernizaciju motora i njihovih ACS-a. Zadatak je postići maksimalni učinak uz minimalne materijalne troškove. Konkretno, uz zadržavanje istih funkcija, trošak ACS-a može se smanjiti korištenjem moderne, jeftinije baze elemenata i smanjenjem broja elektronskih jedinica uključenih u ACS. Uz to, postaje moguće poboljšati kvalitet rada ACS-a poboljšanjem i usložnjavanjem algoritama upravljanja, poboljšanjem dijagnostičkog sistema i uvođenjem računanja vremena rada i tehničkog stanja motora.

Jedinstvena situacija nastala je kada su se poklopili brojni važni faktori koji su uticali na razvoj ACS-a za avionske motore, a to su:

Revolucionarni razvoj elektronskih računarskih uređaja koji omogućavaju rešavanje problema upravljanja i dijagnostike gasnoturbinskih motora na novom nivou uz angažovanje ranije nedostupnih sredstava;

Hitna potreba za modernizacijom postojećih ACS-a kako bi se smanjili njihovi troškovi i povećala pouzdanost rada;

Kašnjenje u širokom uvođenju modernog digitalnog ACS-a, povezano s krizom posljednjih godina i, s tim u vezi, povećan jaz između rezultata teorijskih istraživanja i matematičkog aparata stvarno korištenih uređaja.

Kao rezultat toga, zadatak razvoja nove originalne strukture ACS-a, efektivno ključni zadatak upravljanje gasnoturbinskim motorom, uzimajući u obzir nove mogućnosti digitalnih elektronskih sistema. Istovremeno, postalo je moguće usavršiti niz prethodno uspješno korištenih algoritama kako bi se poboljšao kvalitet i pouzdanost njihovog rada.

Cilj diplomskog rada je razviti efikasan digitalni ACS motor izgrađen na savremenim principima upravljanja. Za postizanje ovog cilja postavljeni su i riješeni sljedeći zadaci:

1. Razvijena je originalna struktura ACS-a, koja omogućava efikasno rešavanje zadataka upravljanja gasnoturbinskim motorom;

2. Unaprijeđen je linearni dinamički model gasnoturbinskog motora u cilju povećanja tačnosti proračuna;

3. Razvijeni originalni algoritmi za obradu signala sa senzora temperature gasa i brzina rotacije u cilju smanjenja uticaja šuma u mernim kanalima;

4. Kreiran je softverski paket koji omogućava testiranje algoritama kao dijela softvera ugrađenog u ACS zajedno sa modelom motora, senzora i aktuatora.

U radu su opisani rezultati izgradnje ACS, modeliranja i analize sistema na osnovu iskustava stečenih u razvoju ACS BARK-65 (Automatic Control and Monitoring Unit) motora TV7-117S koji se koristi na avionima IL-114. BARK-65 je uspješno prošao fazu stend testova, tokom kojih je pokazao sposobnost efikasnog upravljanja motorom.

Elektranu aviona čine dva izmjenjiva motora TV7-117S smještena u gondolama na krilu aviona. Svaki motor pokreće reverzibilni propeler sa šest lopatica SV-34.

Sistem upravljanja motorom TV7-117S sastoji se od digitalne upravljačke jedinice BARK-65 i njegove hidromehaničke rezerve. BARK-65 je moderan digitalni jednokanalni sistem upravljanja motorom. Da bi se osigurala hidromehanička rezerva u regulacijskim petljama potrošnje goriva i lopaticama turbopunjača, koriste se hidromehanički aktuatori. Kako bi se povećala pouzdanost sistema, svi senzori, mjerni krugovi, električna upravljačka kola koja formiraju i implementiraju glavne upravljačke programe i ograničenja su višekanalni.

Prvo neophodno iskustvo u izradi ACS-a avionskih motora stečeno je u procesu razvoja ACS-a BARK-78, koji ograničava granične parametre rada. posljednja modifikacija motori TVZ-117, poznati pod markom VK-2500. BARK-78 obavlja funkcije ranije korištenih elektronskih jedinica ERD (elektronski kontroler motora) i RT (regulator temperature), u suštini je prilično jednostavan uređaj, njegov opis nije dat u ovom radu, međutim, brojna softverska i hardverska rješenja korišteni u BARK-78 korišteni su u kreiranju ACS BARK-65. To uključuje sistem kontrole tolerancije gradijenta ulaznih analognih signala i kompenzator inercije termoparova opisan u drugom poglavlju.

Prvo poglavlje opisuje algoritam za konstruisanje linearnog dinamičkog modela gasnoturbinskog motora. Zasnovan je na metodi predloženoj u, razlika je u metodi pronalaženja najbliže ravnotežne tačke. Ispod su opisi modela mjernih kanala i izvršnih kanala koji su uključeni u model motora u softverskom testnom kompleksu.

U drugom poglavlju, na osnovu materijala predstavljenih u prethodnom poglavlju, izgrađen je GTE kontrolni sistem. Opisane su metode za konstruisanje optimalnih regulatora. Razmatra se zavisnost kvaliteta i softverske složenosti algoritama upravljanja od nivoa na kojem se vrši izbor različitih upravljačkih programa i ograničenja. Formulirani su zahtjevi za ispitivanje dobijenog ACS-a na modelu i na objektu. Razmatra se problem kompletnosti sprovedenih testova. Prikazane su opcije za implementaciju pojednostavljenog modela motora, zasnovanog na dobijenoj strukturi ACS-a, formulisani konačni zahtevi za njega i njegova tačnost. Izgrađen je složen algoritam za otkrivanje kvarova i kvarova. Zahtjevi za elektronski dio ACS-a su u fazi finalizacije. Istražuje se situacija kada su iz nekog razloga zahtjevi za ACS neizvodljivi. Napravljeno je poređenje materijala dobijenih tokom modeliranja i ispitivanja BARK-65 na motoru.

U trećem poglavlju se vrši sinteza i analiza ACS-a, izgrađenog na klasičnim principima. U toku njegovog razvoja korišteni su materijali (struktura ACS-a, tipične upravljačke veze), (sinteza kompenzatora inercije termoelementa, sinteza graničnika temperature) kao i,, itd. U nastavku slijedi poređenje efikasnosti "klasični" ACS i ACS, ugrađeni u trećem poglavlju... Rezultati korištenja različitih ACS analizirani su korištenjem softverskog testnog kompleksa opisanog u prvom poglavlju, koji uključuje LDM motora, modele aktuatora po elementima i modele mjernih kola. „Klasični“ ACS, dobijajući na jednostavnosti implementacije, gubi u tačnosti održavanja i ograničavanja zadatih parametara.

3. Zaključci i rezultati

Tokom procesa razvoja primijenjene su sljedeće metode i rezultati. naime:

Model motora zasnovan na linearnom dinamičkom modelu;

Modeli elemenata ACS hidromehaničkih aktuatora;

Formulirani su zahtjevi za elektroniku;

Kreiran je pojednostavljeni model motora na osnovu kojeg je, u slučaju kvara pojedinih senzora, moguće izračunati odgovarajuće parametre motora (varijable koje određuju stanje motora);

Na osnovu modela sistema izvršeno je složeno otklanjanje grešaka i verifikacija programa uključenog u BARK-65;

Stvoren je originalni dijagnostički sistem koji kombinuje analizu rezultata kontrole tolerancije gradijenta, informacije koje dolaze kroz različite merne kanale i informacije koje daje pojednostavljeni model motora;

Glavni rezultat rada je stvaranje efikasnog ACS-a za gasnoturbinski motor koji zadovoljava savremene zahtjeve. Ima originalnu strukturu koja spaja glavne kontrolne petlje i ograničenja. Rezultati rada su univerzalne prirode i mogu i efikasno se koriste u razvoju ACS-a za druge GTE sa dva osovina. ACS slične strukture za motore TV7-117V (helikopterska modifikacija TV7-117S) i VK-1500 (namenjen za upotrebu na avionu AN-3), trenutno su u fazi testiranja. Razmatra se mogućnost ugradnje modificiranih motora serije TV7-117 na brze čamce deplasmana od oko 20 tona, sposobnih za brzinu do 120 km/h.

Slične disertacije u specijalnosti "Sistemska analiza, upravljanje i obrada informacija (po djelatnostima)", 05.13.01 šifra VAK

• Osiguravanje električne kompatibilnosti transportne električne opreme sa visokonaponskim napajanjem 2004, doktor tehničkih nauka Reznikov, Stanislav Borisovič

• Razvoj i istraživanje električnog pogona na bazi induktorskog motora sa nezavisnom pobudom 2002, kandidat tehničkih nauka Postnikov, Sergej Genadijevič

• Identifikacija dinamičkih modela ACS GTE i njihovih elemenata statističkim metodama 2002, doktor tehničkih nauka Arkov, Valentin Yulievich

• Strukture i algoritmi električnog pogona koji se upravlja praćenjem sa zadatom dinamičkom tačnošću 2011, kandidat tehničkih nauka Pankrats, Yuri Vitalievich

• Razvoj metoda i sredstava za poboljšanje efikasnosti dizel motora u dinamičkim režimima 2010, Doktor tehničkih nauka Kuznjecov, Aleksandar Gavrilovich

Zaključak diplomskog rada na temu "Sistemska analiza, upravljanje i obrada informacija (po industriji)", Sumačev, Sergej Aleksandrovič

zaključci o RADU OPĆENITO

U radu je prikazana metoda za izradu univerzalnog ACS-a za dvoosovinske plinskoturbinske motore. Prilikom rješavanja glavnog problema - sinteze ACS-a zasnovanog na LDM-u, riješen je niz pomoćnih problema, i to:

Poboljšana je tačnost određivanja najbliže ravnotežne tačke LDM-a;

Razvijen je originalni kompenzator za inerciju termoparova;

Izvršena je analiza različitih metoda mjerenja frekvencije rotacije rotora;

Stvoren je kompleks za testiranje softvera za testiranje funkcionisanja softvera i algoritama ugrađenih u digitalni ACS;

ACS zasnovan na tradicionalnim pristupima je razvijen i proizveden komparativna analiza dva različita SPG-a: SPG baziran na LDM-u i tradicionalni SPG.

Rezultati prikazani u radu testirani su na stend testovima ACS BARK-65 i motora TV7-117S. Tokom ispitivanja potvrđena je visoka efikasnost ACS-a u održavanju i ograničavanju navedenih parametara. Skup mjera usmjerenih na poboljšanje pouzdanosti rada ACS-a omogućio je otkrivanje kvarova mjernih i kontrolnih kanala s velikom vjerovatnoćom; korištenjem ograničenog skupa parametara bilo je moguće duplicirati podatke primljene od senzora po vrijednostima izračunato iz modela. U prilogu se nalaze zanimljivi oscilogrami snimljeni tokom testova na klupi, kao i akt o implementaciji algoritama opisanih u radu.

Kompleksan pristup u rješavanju problema, kada je izvršena revizija klasičnih pristupa i metoda, omogućila je implementaciju stvaranja ACS-a na visokom savremenom nivou.

Struktura ACS-a, zasnovanog na LDM-u, omogućava njegovu modernizaciju u cilju poboljšanja kvaliteta upravljanja, povećanja margine stabilnosti i pouzdanosti rada.

Rezultati prikazani u radu su univerzalni, opisana struktura ACS-a primijenjena je prilikom kreiranja digitalnih upravljačkih jedinica za druge modifikacije motora TV7-P7S i motora VK-1500.

GLAVNE PUBLIKACIJE NA TEMU DISERTACIJE

1. Sumachev S.A. Izgradnja modela dinamičkog kompenzatora za inerciju termoelementa // Kontrolni procesi i stabilnost: Zbornik radova XXX naučna konferencija Fakultet PM-PU. - Sankt Peterburg: OOP istraživački institut za hemiju, St. Petersburg State University, 1999. - S. 193-196.

2. Sumachev S.A., Kormacheva I.V. Dinamički kompenzator inercije termoelementa: primjena za ograničavanje temperature gasnoturbinskog motora // Procesi upravljanja i stabilnost: Zbornik radova XXXI naučnog skupa Fakulteta PM-PU. - Sankt Peterburg: OOP istraživački institut za hemiju, St. Petersburg State University, 2000. - S. 257-260.

3. Sumachev S. A. Matematički model dvoosovinskog gasnoturbinskog motora i njegovog ACS-a. // Procesi upravljanja i održivost: Zbornik radova XXXII naučnog skupa Fakulteta PM-PU. - Sankt Peterburg: OOP istraživački institut za hemiju, St. Petersburg State University, 2001. - S. 93-103.

4. Sarkisov A.A., Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Kochkin A.A., Sumachev S.A. Iskustvo u razvoju integrisanog sistema upravljanja i nadzora za motor RD-33 i njegove modifikacije. // Sažeci. izvještaj Međunarodna naučna konferencija "Motori XXI veka" 1 sat Moskva, 2000 -S. 344.

5. Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Sumachev S.A. Novo u rješavanju problema ograničenja temperature plina ispred GTE energetske turbine. // Sažeci. izvještaj Međunarodna naučna konferencija "Motori XXI veka" 1 h Moskva, 2000 - str. 362.

Spisak literature za istraživanje disertacije Kandidat tehničkih nauka Sumačev, Sergej Aleksandrovič, 2002.

1. Antonchik B.C. Metode za stabilizaciju pokreta programa. SPb .: Izdavačka kuća. SPbSU, 1998.

2. Belkin Yu.S., Boev B.V., Gurevich O.S. i drugi Integralni sistemi za automatsko upravljanje elektranama aviona. Moskva: Mašinstvo, 1983.

3. Berezlev V.F. i drugi Sistemi za automatsku kontrolu brzine rotacije rotora gasnoturbinskih motora. Kijev: KNJIGA, 1985.

4. Bodner V.A. Sistemi automatske kontrole motora aviona. -M .: Mašinstvo, 1973.

5. Vanyurikhin G.I., Ivanov V.M. Sinteza sistema upravljanja kretanjem za nestacionarne objekte. -M .: Mašinstvo, 1988.

6. Gantmakher F.R. Teorija matrice. M. Nauka, 1966.

7. Gardner M.F., Burns J.L. Prolazni procesi u linearnim sistemima sa pauširanim konstantama. Državna izdavačka kuća fizičke i matematičke literature. Moskva: 1961.

8. Gimadiev A.G., Shakhmatov E.V., Shorin V.P. Automatski sistemi upravljanja za vazduhoplovne gasnoturbinske motore. Kuibyshev: KuAI, 1990.

9. Golberg F.D., Vatenin A.B. Matematički modeli gasnoturbinskih motora kao upravljački objekti. Moskva: Izdavačka kuća MAI, 1999.

10. Yu Gurevich O.e., Bliznyukov L.G., Trofimov A.C. Automatski sistemi upravljanja za elektrane aviona. // Konverzija u mašinstvu. M. "Informconversion", 2000. -Br. 5 (42) .- Str.50.

11. GDemidovich B.P. Predavanja iz matematičke teorije stabilnosti. Moskva: Nauka, 1967.

12. Dobrianski G.V., Martjanova T.S. Dinamika gasnoturbinskih motora aviona. Moskva: Mašinstvo, 1989.

13. Zhabko A.n., Kharitonov V.L. Metode linearne algebre u problemima upravljanja. SPb .: Izdavačka kuća. SPbSU, 1993.

14. Ivanov V.A. i druge matematičke osnove teorije automatskog upravljanja. Udžbenik. priručnik za univerzitete. Ed. B.K. Chemodanova. -M., postdiplomske škole, 1971.

15. Veprovi CA. Upravljanje sistemima zasnovano na prediktivnim modelima. -SPb: Izdavačka kuća St. Petersburg State University, 1997.

16. Kvartsev A.P. Razvoj softvera i automatizacija testiranja. Samara: Samara State Aerospace University, 1999.

17. Klyuev A.S., Glazov B.V., Mindin M.B. Tehnika očitavanja automatskih upravljačkih i tehnoloških upravljačkih kola. M., "Energija", 1977.

18. Maksimov N.V. Regulatori temperature gasa za gasnoturbinske avionske motore. Riga: RKIIGA, 1982.

19. Matematičko modeliranje diskretnih sistema. / Uredio M.K. Chirkov. SPb., Izdavačka kuća SPbSU, 1995.

20. Metode optimizacije ispitivanja i modeliranja upravljačkih sistema gasnoturbinskih motora / Urednik V.T. Dedesha. M.: Mašinstvo, 1990.

21. Modeliranje i izbor parametara automatskih regulatora avionskih motora: udžbenik / P.A. Sunarchin i ostali -UFA: Država Ufa. Avijacija tech. uni-t., 1994.

22. MYSHKIS AD Linearne diferencijalne jednadžbe sa retardiranim argumentom. Moskva: 1972.

23. Nelepin P.A., Kamachkin A.M., Turkin I.I., Shamberov V.N. Algoritamska sinteza nelinearnih sistema upravljanja. L.: Izdavačka kuća Lenjingradskog državnog univerziteta, 1990.

24. Yu.N.Nechaev Kontrolni zakoni i karakteristike elektrana aviona. -M .: Mašinstvo, 1995.

25. Panteleev A.B., Yakimova A.C. Teorija funkcija kompleksne varijable i operativni račun u primjerima i problemima / Tutorial... M.: Viša škola, 2001.

26. Prasol OB A.B. Analitičke i numeričke metode za proučavanje dinamičkih procesa. SPb .: Izdavačka kuća. SPbSU, 1995.

27. Sinyakov A.N. Automatski sistemi upravljanja za avione i njihove elektrane. -M.: Mašinstvo, 1991.

28. Sirotin S.A., Sokolov V.I., Sharov A.D. Automatsko upravljanje motorima aviona. -M.: Mašinstvo, 1991.

29. Skibin V.A., Pavlov Yu.I., Dobrovolsky V.I. i druge metode mjerenja, instrumenti i oprema koji se koriste u stend testovima motora aviona. M.: NITs TsIAM: MGATU, 1996.

30. Solovjev E.V., Gladkova V.N., Akopova T.P. Istraživanje dinamičkih svojstava sistema automatskog upravljanja pogonski sistem... M.: Izdavačka kuća MAI, 1990.

31. Solntsev V.N. Matematička podrška integrisanih adaptivnih optimalnih sistema za automatsko upravljanje kompleksom manevarskih aviona "avionska elektrana". - M.: Radio i komunikacija, 1999.

32. Teorija automatskog upravljanja elektranama aviona. Uredio A. A. Shevyakov. Moskva: Mašinstvo, 1976.

33. Teorija i primjene diskretnih sistema. / Uredio M.K. Čirkov, kandidat tehničkih nauka S.P. Maslova. SPb., Izdavačka kuća SPbSU, 1995.

34. Uređaj i rad elektrana aviona IL-96-300, Tu-204, IL-114 / Urednik dr. tehničkih nauka B.A. Solovyov. -M.: Transport, 1993.

35. Yugov O.K. Optimalno upravljanje elektranom aviona. -M. Mašinstvo, 1978.

36. N.H. Jo, J. H. Seo. Pristup linearizacije ulaza i izlaza u dizajnu State Observer za nelinearni sistem // IEEE transakcije na automatskom upravljanju. Vol.45. N. 12. 2000. P. 2388-2393.

37. Hassan K. Khalil. Univerzalni integralni kontroleri za minimalno fazni nelinearni sistem // IEEE transakcije o automatskom upravljanju. Vol.45. N. 3. 2000. P. 490-494.

38. G. Kulikov, V. Arkov, T. Breikin. Modeliranje plinskih turbina u realnom vremenu s optimalnim izglađivanjem // preprinti 11 * IF AC Workshop Control Applications of Optimization. Vol. 1. Sankt Peterburg, 2000, str. 212-217.

39. Thomas J. Rodling. Integrirani sustavi kontrole leta // IEEE Aerospace and Electronic Systems. Vol.16. N. 5. 2001. P. 17-22.

Napominjemo da se gore navedeni naučni tekstovi objavljuju informativno i dobijaju se priznavanjem originalnih tekstova disertacija (OCR). S tim u vezi, mogu sadržavati greške povezane s nesavršenošću algoritama za prepoznavanje. U PDF fajlovima disertacija i sažetaka koje dostavljamo nema takvih grešaka.