Badanie elektronicznych układów sterowania na półnaturalnym stanowisku probierczym ze sprzężeniem zwrotnym

Przed przeprowadzeniem testów mechanicznych i klimatycznych na półnaturalnym stanowisku w pętli zamkniętej, część elektroniczna układu sterowania jest sprawdzana pod kątem pełnego działania. Weryfikacja oprogramowania wraz z rzeczywistym sprzętem pod kątem prawidłowego funkcjonowania odbywa się podczas symulacji szumów, awarii, różnego rodzaju awarii i degradacji parametrów systemu.

Testy w pętli zamkniętej pozwalają zidentyfikować i wyeliminować wiele defektów systemu na wczesnych etapach projektowania, przed przystąpieniem do kosztownych testów napędu i lotu.

Półnaturalne stanowisko do badania elektronicznych układów sterowania w pętli zamkniętej zawiera symulatory sygnałów z czujników i elementów wykonawczych, komputer osobisty z oprogramowaniem pomocniczym zapewniającym pracę kompleksu w różnych trybach oraz komputer osobisty, w którym znajduje się model matematyczny silnik i jego zespoły hydromechaniczne działające w skali czasu rzeczywistego. Badany układ elektroniczny połączony jest z symulatorami czujników i aktuatorów.

Symulatory sygnałów czujników przetwarzają cyfrowe sygnały wejściowe z komputera osobistego z matematycznym modelem silnika na sygnały wyjściowe identyczne pod względem parametrów elektrycznych z sygnałami z rzeczywistych czujników. Zestaw symulatorów odpowiada liczbie i rodzajom czujników zainstalowanych w silniku. Na przykład symulator termistora generuje równoważną rezystancję obwodu sygnału wyjściowego, gdy do tego obwodu podłączone jest sterowane źródło prądu o poziomie proporcjonalnym do kodu wejściowego. Symulator składa się z rejestru, przetwornika cyfrowo-analogowego, generatora prądu, sterownika napięcia proporcjonalnego do natężenia prądu, wzmacniacza sumującego i dzielnika omowego.

Symulatory urządzeń wykonawczych wytwarzają dla obwodów wyjściowych układu obciążenie elektryczne równoważne w parametrach elektrycznych do rzeczywistego obciążenia oraz generują sygnał cyfrowy proporcjonalny do sygnału sterującego, który jest podawany na wejście komputera osobistego z modelem matematycznym silnika.

Oprogramowanie stojaka

Symulatory każdego czujnika i aktuatora są wykonane jako osobne tablice.

Oprogramowanie stoiska zawiera:

Modele czasu rzeczywistego silnika turbogazowego i jego zespołów hydromechanicznych;

Moduły oprogramowania zapewniające działanie urządzeń wejścia-wyjścia, konwersję i kodowanie sygnałów;

Moduły komunikacyjne z zegarem systemowym do organizowania trybu czasu rzeczywistego;

Moduły do ​​wyświetlania informacji w postaci wykresów i tabel w czasie rzeczywistym;

Moduły realizujące zadanie wydawania i odbierania sygnałów testowych w trybie wykonywania programu krok po kroku;

Programy sterujące dla urządzeń na półpełnogabarytowym stoisku itp.

W trakcie badań na stanowiskach półnaturalnych badane jest wspólne działanie sprzętu i oprogramowania w nieustalonych i ustalonych trybach pracy. W celu zapewnienia stabilności i wymaganej jakości regulacji w całym zakresie warunków lotu dopracowywane są podstawowe ustawienia sterowników cyfrowych, opracowywane są algorytmy działania wbudowanego układu sterowania oraz logika parowania awarie są sprawdzane. Ponadto przeprowadzane są zintegrowane testy sprzętu i oprogramowania.

Badanie wpływu wpływów elektrycznych

Na elektroniczne sterowniki GTE wpływają różne urządzenia elektroniczne na pokładzie, rozgałęzione linie komunikacyjne, potężne źródła energii elektrycznej, a także zewnętrzne źródła zakłóceń elektromagnetycznych (stacje radarowe, linie wysokiego napięcia, uderzenia pioruna itp.). W związku z tym konieczne jest kompleksowe zbadanie odporności systemów na hałas w warunkach laboratoryjnych przed testami na stanowiskach napędowych i laboratoriach latających.

W tym celu systemy są testowane pod kątem pewne rodzaje oddziaływania: kompatybilność elektromagnetyczna; wtórne skutki wyładowań atmosferycznych; niestabilność pokładowej sieci elektrycznej itp. Krytyczne sytuacje podczas lotu mogą powstać pod złożonym wpływem wielu czynników. Na przykład uderzenie pioruna, oprócz bezpośredniego uderzenia w jednostkę elektroniczną i linie komunikacyjne

może prowadzić do znacznych odchyleń w działaniu sieci pokładowej, a tym samym dodatkowo wpływać na pracę regulatora elektronicznego.

Podczas przeprowadzania takich testów elektronicznych układów sterowania silnikami skuteczne jest wykorzystanie zautomatyzowanego kompleksu składającego się z symulatorów wtórnych skutków wyładowania atmosferycznego, niestabilności pokładowej sieci elektrycznej, środków symulujących zakłócenia i awarie oraz sprzętu oraz oprogramowanie umożliwiające symulację pracy elektronicznych systemów sterowania w pętli zamkniętej.

Badania kompatybilności elektromagnetycznej elektronicznych układów sterowania silników. Testowanie kompatybilności elektromagnetycznej elektronicznych systemów sterowania obejmuje badanie zakłóceń elektromagnetycznych generowanych przez sam system oraz podatności na zakłócenia elektromagnetyczne z innych systemów pokładowych. Wymagania dotyczące kompatybilności elektromagnetycznej systemów elektronicznych są ustalane w zależności od konsekwencji spowodowanych naruszeniami ich funkcjonowania.

1

Praca uwzględnia system automatyczna kontrola turbinowego silnika gazowego (ACS GTE) dla poruszającego się statku powietrznego i przeprowadzana jest analiza jego funkcjonowania z uwzględnieniem wzajemnego wpływu dynamiki dozownika paliwa i dynamiki silnika. Przedstawiono wyniki modelowania pracy ACS GTE dla układu idealnego oraz dla układu o parametrach eksperymentalnych. Ujawnił i uzasadnił pomysł podzielenia obiektu kontrolnego na dwie części: dozownik paliwa i silnik. Na podstawie przeprowadzonych badań autorzy proponują zastosowanie modeli matematycznych wydzielonych części systemu w strukturze ACS GTE, a także inteligentne podejście do wprowadzenia do struktury bloku logicznego w celu poprawy jakości sterowania. Takie podejście do konstrukcji ACS GTE pozwoli na uwzględnienie dynamiki wydzielonej części wykonawczej układu i samego silnika oraz ich wzajemnego oddziaływania.

automatyczny system sterowania

silnik turbiny gazowej

samoloty mobilne

mechanizm uruchamiający

dozownik paliwa

model matematyczny

1. Wkład naukowy w tworzenie silników lotniczych. W dwóch książkach. Książka 1 H34 / rolka. autorski; łączny rok wyd. V.A. Skibin i V.I. Peklowana wołowina. - M.: Inżynieria mechaniczna, 2000 r. - 725 s.: il.

2. Modelowanie i sterowanie rozmyte / A. Pegat; za. z angielskiego - M.: BINOM. Laboratorium Wiedzy, 2009r. - 798 s.: il. - (Systemy adaptacyjne i inteligentne).

3. Patent RF nr 2013152562/06, 26.11.2013 / Nasibullaeva E.Sh., Darintsev OV, Denisova E.V., Chernikova M.A., RU 237665 C1 Urządzenie do dozowania paliwa do silnika turbogazowego // Patent Rosji nr 2537665.2013. Bul. nr 1.

4. Problemy projektowania i rozwoju układów automatycznego sterowania i monitorowania silników turbogazowych / S.Т. Kusimow B.G. Ilyasov i V.I. Vasiliev i wsp. - M .: Mashinostroenie, 1999. - 609 s.

5. Projektowanie układów automatycznego sterowania silników turbogazowych / wyd. B.N. Pietrow. - M .: Mashinostroenie, 1981 .-- 400 s.

Wiadomo, że zaletą nowoczesnych mobilnych obiektów latających jest to, że duże prędkości manewrowania utrudniają przechwytywanie poruszającego się pojazdu. Istnieje również możliwość zastosowania różnych kombinacji wysokości i prędkości lotu: główna część trajektorii urządzenia leci na dużej wysokości z małym oporem aerodynamicznym, a przed celem osiąga niską wysokość, z maksymalnym możliwym prędkość lotu, co również utrudnia przechwytywanie. Istnieje możliwość wykonania różnych manewrów na dowolnym odcinku trajektorii.

Elektrownia (SU) złożonego samolotu to krótkotrwały silnik turbogazowy, aw niektórych przypadkach silnik strumieniowy.

Z reguły na układ automatyki (ACS) obiektów takich układów sterowania nakładane są następujące wymagania:

• wysoka dokładność utrzymania określonych parametrów;
• minimalna złożoność wykonania technicznego;
• możliwość przełączania się z jednego trybu na drugi (podczas wykonywania manewru) bez obniżania jakości sterowania.

Aby spełnić wszystkie powyższe wymagania, konieczne jest opracowanie nowego podejścia do doboru struktury SKP, syntezy algorytmów sterowania i ich technicznej realizacji. Stwierdzenie to opiera się na analizie wyników badań terenowych i wcześniejszych badaniach teoretycznych.

Wyjaśnijmy na konkretnym przykładzie.

Rozważ najprostszy ACS z obiektem kontrolnym tej klasy (ryc. 1, a).

Ryż. 1. a - najprostszy ACS GTE (X 0 - określona wartość parametru, X - wypracowana wartość parametru, ξ - błąd systemowy, u - sygnał sterujący); b - proponowana struktura ACS GTE z podzielonym obiektem sterowania na ADT i GTE

Zgodnie z opracowaną wcześniej koncepcją siłownik (IM) i silnik były traktowane jako jedna całość: niezmienna część systemu.

Takie podejście sprawdziło się w syntezie algorytmów sterowania silników turbogazowych dla cywilnych samolot albo za lotnictwo transportowe... Dla takich obiektów sterowania procesy dynamiczne w układzie paliwowym przebiegają znacznie szybciej niż w silniku, dlatego po prostu zaniedbano ich wpływ na GTE.

Inaczej sytuacja wygląda w przypadku GTE o krótkim okresie eksploatacji. W nich procesy przejściowe w zespole paliwowym i silniku zachodzą prawie jednocześnie. To stwierdzenie zostało wielokrotnie potwierdzone wynikami badań terenowych.

Na podstawie powyższego wyróżnijmy GTE i IM - jednostkę pomiaru paliwa (FDU) jako oddzielne łącza (ryc. 1, b).

Przeprowadzając proste badanie działania ACS GTE (rys. 1, b), które polega na różnych kombinacjach parametrów transmitancji dla GTE i silnika turbiny wiatrowej, stwierdzono, że jakość sterowania ( dokładność, obecność przeregulowania, marginesy stabilności) zmieniają się gwałtownie podczas przełączania z trybu do trybu ... Tym samym problemy analizy jakości sterowania i syntezy algorytmów sterowania dla obiektów tej klasy stają się bardzo pilne.

Celem pracy jest badanie ACS silnika turbogazowego złożonego statku powietrznego z uwzględnieniem dynamiki parametrów części wykonawczej układu i silnika.

Sformułowanie problemu

Rozważ ACS GTE pokazany na ryc. 1, ur. System składa się z elementu porównawczego (ES), regulatora, turbiny wiatrowej i silnika turbogazowego. Na wejściu ES odbierana jest początkowa wartość liczby obrotów n0 i uzyskana wartość liczby obrotów n, na wyjściu powstaje niedopasowanie przychodzących parametrów i powstaje błąd systemu - ξ. Błąd dociera na wejście regulatora, na wyjściu generowany jest sygnał sterujący u, który podawany jest na wejście turbiny wiatrowej, na wyjściu generowany jest sygnał zużycia paliwa Gt, który podawany jest na wejście silnik turbogazowy i odpowiednio sygnał n jest generowany na wejściu ES.

Transmisje turbiny wiatrowej i GTE są łączami bezwładnościowymi pierwszego rzędu, gdzie stała czasowa wynosi T = 0,7 s, wzmocnienie k = 1. Regulator jest łączem izodromicznym, którego transmitancja w tym przypadku , wzmocnienie wynosi k = 1, stała czasowa T = 0,7 sek.

Niezbędne jest zbadanie układu sterowania automatycznego silnika turbogazowego oraz analiza jakości sterowania z uwzględnieniem dynamiki turbiny wiatrowej i silnika turbogazowego.

Metoda rozwiązania

Biorąc pod uwagę, że w proponowanym schemacie ACS GTE obiekt sterowania został podzielony, celowe jest wprowadzenie modeli nieliniowych oddzielnie dla turbiny wiatrowej i GTE oraz symulację pracy systemu z uwzględnieniem dynamiki pracy jego elementów.

W celu zbadania opisanego powyżej ACS GTE proponuje się również wprowadzenie do struktury systemu modeli matematycznych turbiny wiatrowej i GTE w celu poprawy jakości sterowania całym systemem. Na ryc. 2 przedstawia schemat takiego ACS GTE.

Ryż. 2. Proponowany ACS GTE, w skład którego wchodzi regulator, ADT, GTE, model ADT, model GTE i LB

W bloku logicznym (LU) analiza sygnałów wejściowych przebiega następująco: na podstawie danych eksperymentalnych i wniosków eksperckich budowana jest baza wiedzy. W stosunku do niego tworzone są funkcje akcesoriów dla parametrów wejściowych LU, jak również dla sygnałów wyjściowych. Opis tych podejść jest dobrze znany. Po utworzeniu niezbędnej zmiany LU wysyła odpowiednie sygnały na wejście elementu porównawczego, tworząc sygnał sterujący, który trafia na wejście ADT i jego model. LU otrzymuje dwa sygnały: niedopasowanie modelu turbiny wiatrowej i silnika turbiny gazowej z modelem turbiny wiatrowej i silnika turbiny gazowej - błąd modeli (ξmodelei) oraz niedopasowanie turbiny wiatrowej z modelem turbiny wiatrowej - wiatr błąd turbiny (ξ ADT). Jak pokazuje praktyka, Błąd GTE jest mały i nie jest brany pod uwagę podczas badania.

Wyniki symulacji

Przeprowadźmy badanie ACS GTE w graficznym środowisku symulacji Simulink.

Aby ocenić jakość sterowania ACS GTE, wprowadzamy następujące wymagania:

Margines stabilności amplitudy: nie mniej niż 20 dB;

Margines stabilności faz: od 35 do 80 °;

Przeregulowanie: nie więcej niż 5%;

Błąd statyczny: nie więcej niż ± 5% (± 0,05);

Czas regulacji: nie więcej niż 5 s.

Podczas symulacji układu (rys. 1, b) stwierdzono, że tylko przy wartościach stałej czasowej (T) dla funkcji przenoszenia turbiny wiatrowej i GTE T = 0,7 s, T = 0,5 s, T = 1 s oraz współczynnik przenikania k = 1 system działa optymalnie, spełniając wymagania dotyczące jakości sterowania i stabilności systemu. Sugeruje to, że system zmienia parametry podczas pracy w innych trybach, których jakość sterowania może nie spełniać wymagań.

Dlatego przyjmiemy dla ACS GTE wartość stałej czasowej T = 0,7 s i wzmocnienia k = 1 i uznamy układ za idealny, przyjęty jako standard w nadchodzących badaniach.

Wykorzystując dane doświadczalne uzyskane podczas różnych przejazdów tras, wyselekcjonowano punkty związane ze zmianą wysokości i prędkości lotu: w czasie 50, 200, 500 s.

Zgodnie ze znanymi wzorami, korzystając z danych eksperymentalnych w wybranych punktach uzyskano wartości stałej czasowej oraz wzmocnienia dla turbiny wiatrowej i GTE. Podczas symulacji w schemacie ACS GTE modele ADT i GTE były zmieniane naprzemiennie z uzyskanymi parametrami eksperymentalnymi ADT i GTE, co umożliwiło analizę układu zgodnie z opisanymi powyżej wymaganiami. W przyszłości w tej pracy wykorzystamy czas symulacji wynoszący 50 s, ponieważ będzie on wystarczający do badania.

Ryż. 3. Wyniki modelowania ACS GTE podczas symulacji 50 s: a - proces przejściowy ACS GTE z danymi eksperymentalnymi (-), ACS GTE z modelami ADT i GTE (- -); b - idealny ACS GTE; c - ACS GTE z modelami

Wyniki symulacji ACS GTE dla czasu 50 s przedstawiono na rys. 3. Modelowanie układu przeprowadzono w trzech etapach: dla schematu idealnego, z parametrami stosowanymi w projektowaniu układu automatycznego sterowania silnikiem turbogazowym, jak również dla układu z danymi eksperymentalnymi oraz układu wykorzystującego opisane powyżej podejście z modelami matematycznymi turbin wiatrowych i silników turbogazowych do korekcji pracy całego systemu.

Jak widać na rysunku, proces przejściowy o idealnych parametrach transmitancji dla turbiny wiatrowej i silnika turbogazowego ustala się w czasie regulacji, który wynosi 5 s; układ o wartościach doświadczalnych jest raczej bezwładnościowy i nie spełnia wymagań jakości sterowania i stabilności; do regulacji ACS silnika turbogazowego wprowadzono modele matematyczne turbiny wiatrowej i silnika turbogazowego, co zmniejszyło czas regulacji i zaczął spełniać wymagania.

Jak widać na ryc. 3, c, przejściowy proces proponowanego ACS GTE jest gorszej jakości: wartość nie osiąga jednego. Zatem w celu zwiększenia dokładności procesu przejściowego proponuje się wprowadzenie jednostki logicznej opartej na logice rozmytej, której baza wiedzy i funkcje pomocnicze dla parametrów wejściowych i wyjściowych będą odpowiadały wykresowi zależności błędów od sygnał sterujący (rys. 4).

Aby zapewnić akceptowalny charakter procesu przejściowego proponowanego ACS GTE, proponuje się wprowadzenie kolejnego regulatora: ogniwa integrującego. Symulacje eksperymentalne wykazały, że dla integratora wartość wzmocnienia (k) wynosząca 150 była wystarczająca do zwiększenia jakości parametrów wyjściowych. Na ryc. 5 pokazuje taki przejściowy proces, a także kilka punktów na wykresie, które charakteryzują proces idealny.

Taka zmiana parametryczna i strukturalna pozwoliła na jakościową zmianę parametrów wyjściowych układu na podstawie danych eksperymentalnych i zbliżenie do wybranych w artykule parametrów idealnych. Pomysł wprowadzenia modeli matematycznych turbiny wiatrowej i silnika turbogazowego do pętli sterowania znajduje odzwierciedlenie w patencie.

Ryż. 4. Zależność błędów modelu i ADT (ξ modelei, ξ ADT) od sygnału sterującego u z podziałem na strefy: 1 ​​– minimalna, 2 – średnia, 3 – maksymalna

Ryż. 5. Procesy przejściowe ACS GTE z modelami i wprowadzeniem integratora do struktury (-), idealne GTE (- -)

Wyniki symulacji badanego ACS GTE wskazują na zasadność proponowanego podejścia do poprawy jakości kontroli. Podział obiektu kontrolnego na turbinę wiatrową i turbinę gazową pozwala na uwzględnienie dynamiki części wykonawczej układu i silnika, możliwe staje się wykorzystanie niedopasowania między częściami schemat strukturalny ACS GTE, zwiększając tym samym niezawodność i stabilność systemu w różnych trybach. Inteligentne podejście umożliwiło utworzenie jednostki logicznej, która jakościowo poprawiła parametry wyjściowe systemu i umożliwiła zbliżenie się do idealnego z wystarczającym stopniem dokładności.

Odniesienie bibliograficzne

Denisova E.V., Chernikova M.A. SYSTEM AUTOMATYCZNEGO STEROWANIA SILNIKIEM Z TURBINĄ GAZOWĄ Z WPROWADZENIEM MODELI MATEMATYCZNYCH DO OBWODU STEROWANIA // Badania podstawowe. - 2016 r. - nr 9-2. - S. 243-248;
URL: http://fundamental-research.ru/ru/article/view?id=40728 (data dostępu: 24.10.2019). Zwracamy uwagę na czasopisma wydawane przez „Akademię Nauk Przyrodniczych”

Posiadacze patentu RU 2446298:

Zastosowanie: w układach automatycznego sterowania (ACS) silników turbogazowych (GTE). EFEKT: adaptacyjne sterowanie różnymi współrzędnymi wyjściowymi GTE za pomocą selektora kanałów i pętli samostrojenia sygnału, w wyniku czego eliminowane są przeregulowania współrzędnych wyjściowych silnika, zapewniona jest dana jakość procesów przejściowych włączonego kanału ACS, co przyczynia się do wzrostu zasobu GTE. System dodatkowo zawiera połączony szeregowo selektor maksymalnego sygnału, trzeci element porównujący, jednostkę dopasowującą, przełącznik i drugi element sumujący, a pierwsze i drugie wejście selektora maksymalnego sygnału są połączone odpowiednio z pierwszym i drugim wejściem selektor sygnału minimalnego, którego wyjście jest połączone z drugim wejściem trzeciego elementu porównania, wyjście pierwszego elementu porównania jest połączone z drugim wejściem drugiego elementu sumującego, którego wyjście jest połączone z wejściem regulator prędkości wirnika, wyjście urządzenia logicznego jest połączone z drugim wejściem przełącznika, którego drugie wyjście jest połączone z drugim wejściem pierwszego elementu sumującego. 2 chore.

Wynalazek dotyczy dziedziny układów automatycznego sterowania (ACS) silnika turbogazowego (GTE).

Znany ACS GTE, w którym w celu wyeliminowania negatywnego wpływu wzajemnego oddziaływania regulatorów na charakterystykę układu sterowania jednym czynnikiem regulacji zawiera mierniki prędkości obrotowej wirnika GTE i temperatury gazu, regulatory tych parametrów, selektor sygnału minimalnego , siłownik mający wpływ na zużycie paliwa.

Wadą tego schematu jest to, że interakcja kanałów sterujących pozostaje w trybach przejściowych. Ten ACS GTE ma niską dokładność dynamiczną i przeregulowanie temperatury podczas wyboru, co można wyjaśnić w następujący sposób.

GTE ma różne charakterystyki dynamiczne dla różnych współrzędnych wyjściowych obiektu sterowania w odniesieniu do zużycia paliwa.

Rozważmy układ automatycznego sterowania silnikiem turbogazowym jako dwuwymiarowy obiekt z jednym działaniem sterującym, w którym zastosowano algebraiczny selektor sygnału minimalnego. Pierwszy kanał tego SKP jest kanałem sterującym, który określa tryb pracy obiektu na podstawie współrzędnej wyjściowej Y 1, jego określona wartość Y 10 zależy od czasu. Drugi kanał jest kanałem ograniczenia, jego podana wartość Y20 jest stała i określa maksymalny tryb pracy obiektu wzdłuż współrzędnej Y2.

Funkcje transferowe obiektu sterującego:

według współrzędnej Y 1:

według współrzędnej Y 2:

gdzie p jest operatorem przekształcenia Laplace'a;

K 1, K 2 - współczynniki transmisji;

A 1 (p), A 2 (p), B (p) to wielomiany w zależności od typu obiektu.

Załóżmy, że rząd A 1 (p) jest mniejszy niż rząd B (p), a rząd A 2 (p) jest równy rządowi B (p). Taki opis matematyczny jest typowy np. dla charakterystyk dynamicznych silnika turbogazowego w zakresie prędkości wirnika i temperatury gazu przy zmianie zużycia paliwa do komory spalania.

Funkcja przenoszenia wspólnego regulatora izodromicznego

Funkcje przenoszenia sterownika pierwszego - W 1 (p) i drugiego - W 2 (p) kanałów są wybierane na podstawie określonych wymagań dotyczących charakterystyk dynamicznych każdego z nich. Można to zrobić w następujący sposób. Wymagamy, aby transmitancje poszczególnych kanałów otwartych, bez uwzględnienia opóźnienia współrzędnościowych mierników, spełniały równości:

gdzie W m1 (p) i W m2 (p) to transmitancje modeli referencyjnych

otwarte kanały. Następnie

Jeżeli w formularzu zostaną wybrane funkcje transferowe poszczególnych kanałów otwartych

wówczas, aby uzyskać wymaganą jakość regulacji współrzędnych wyjściowych, regulatory zgodnie z (6) i (7) muszą mieć np. następujące funkcje przejścia:

Jednocześnie należy skorygować bezwładność czujnika temperatury, aby mierniki parametrów były bezwładnościowe.

Jak wiadomo, zwykle stosuje się zasadę wyboru, zgodnie z którą regulowany jest parametr GTE, który jest najbliższy wartości określonej przez program sterujący. Dlatego, aby uzyskać wymaganą jakość regulacji, przełącznik selekcyjny powinien wystąpić w momencie równości niedopasowania aktualnych wartości współrzędnych wyjściowych i ich wartości zadanych, tj. w momencie równości sygnałów przed regulatorami

Z przeprowadzonej analizy wynika, że ​​regulator temperatury gazu jest bezwładnościowy względem regulatora prędkości wirnika GTE, dlatego selektor przełącza się z kanałem prędkości wirnika na kanał temperatury gazu z opóźnieniem. W rezultacie następuje przeregulowanie temperatury gazu.

Najbliższy osiągniętemu wynikowi technicznemu, wybrany do najbliższego analogu, jest układ automatycznej regulacji silnika turbogazowego, który zawiera kanały do ​​regulacji prędkości wirnika i temperatury gazu, selektor sygnału minimalnego, siłownik, dwa łączniki korekcyjne, dwa elementy sumujące, urządzenie logiczne (komparator) i klucz.

W tym ACS, ze względu na włączenie dwóch krzyżowych połączeń korygujących z funkcjami transferu

efekt nastawczy otwartego kanału dla ograniczenia zmian temperatury gazu i stanu

gdy ACS jest przełączony na kanał ograniczania temperatury gazu gdy sygnały na wejściach selektora sygnału minimalnego są równe

To pozwala uzyskać wymagana jakość proces przejścia na temperaturę gazu, gdy ten kanał jest włączony.

Wadą takiego ACS jest to, że przy przełączaniu z powrotem z kanału temperatury gazu na kanał prędkości wirnika musi zmienić się konstrukcja, parametry ogniw korygujących oraz miejsce włączenia sygnału korygującego, tj. system ten nie dostosowuje się do zmian w swojej strukturze podczas wyboru kanału i nie zapewnia w tym przypadku określonej jakości procesów przejściowych.

Zadaniem, które ma rozwiązać zastrzegany wynalazek, jest poprawa charakterystyk dynamicznych ACS poprzez eliminację przeregulowań i zapewnienie określonej jakości stanów nieustalonych wzdłuż współrzędnych wyjściowych silnika turbogazowego z załączaniem bezpośrednim i wstecznym selektorem różnych kanałów układu, co prowadzi do poprawy jakości układu sterowania i zwiększenia żywotności silnika...

Rozwiązaniem tego problemu jest fakt, że układ automatycznego sterowania silnikiem turbogazowym zawierający szeregowo połączony regulator prędkości wirnika, selektor sygnału minimalnego, regulator izodromiczny, silnik turbogazowy, licznik prędkości wirnika oraz pierwszy element porównawczy, generator prędkości wirnika, którego wyjście jest połączone z drugim wejściem pierwszego elementu porównawczego, miernik temperatury gazu połączony szeregowo, drugi element porównawczy, pierwszy element sumujący, regulator temperatury gazu i układ logiczny urządzenie, regulator temperatury gazu, którego wyjście jest połączone z drugim wejściem drugiego elementu porównawczego, a wyjście regulatora prędkości wirnika jest połączone z drugim wejściem urządzenia logicznego, wyjście regulatora temperatury gazu jest podłączone do drugiego wejścia selektora sygnału minimalnego, a drugie wyjście silnika turbogazowego jest podłączone do wejścia miernika temperatury gazu, w przeciwieństwie do prototypu dodatkowego ale wprowadzono połączony szeregowo selektor maksymalnego sygnału, trzeci element porównujący, jednostkę dopasowującą, przełącznik i drugi element sumujący, pierwsze i drugie wejście selektora maksymalnego sygnału są połączone odpowiednio z pierwszym i drugim wejściem minimalnego selektor sygnału, którego wyjście jest połączone z drugim wejściem trzeciego elementu porównania, wyjście pierwszego elementu porównania jest połączone z drugim wejściem drugiego elementu sumującego, którego wyjście jest połączone z wejściem wirnika regulator prędkości, wyjście urządzenia logicznego jest połączone z drugim wejściem przełącznika, którego drugie wyjście jest połączone z drugim wejściem pierwszego elementu sumującego.

Istotę systemu ilustrują rysunki. Figura 1 przedstawia schemat blokowy systemu automatycznego sterowania silnikiem turbogazowym; rysunek 2 - wyniki symulacji procesów nieustalonych w układzie automatycznego sterowania silnika turbogazowego z przełączaniem różnych kanałów za pomocą selektora sygnału minimalnego:

a) z kanału prędkości wirnika do kanału temperatury gazu, b) z kanału temperatury gazu do kanału prędkości wirnika, z pętlą adaptacyjną i bez, przy czym współrzędne wyjściowe GTE są prezentowane w postaci względnej

Automatyczny układ sterowania silnika turbogazowego zawiera połączony szeregowo regulator prędkości wirnika 1, selektor sygnału minimalnego 2, regulator izodromiczny 3, silnik turbogazowy 4, miernik prędkości wirnika 5 i pierwszy element porównawczy 6, wirnik nastawnik prędkości 7, którego wyjście jest połączone z drugim wejściem pierwszego elementu porównawczego 6, połączonego szeregowo z miernikiem temperatury gazu 8, drugim elementem porównawczym 9, pierwszym elementem sumującym 10, regulatorem temperatury gazu 11 i urządzenie logiczne 12, regulator temperatury gazu 13, którego wyjście jest połączone z drugim wejściem drugiego elementu porównawczego 9, a wyjście sterownika prędkość obrotowa wirnika 1 jest połączone z drugim wejściem urządzenia logicznego 12, wyjście regulatora temperatury gazu 11 jest połączone z drugim wejściem selektora sygnału minimalnego 2, a drugie wyjście silnika turbogazowego 4 jest połączone z wejściem miernika temperatury gazu 8, podczas gdy system zawiera ponadto połączony szeregowo selektor 14 maksymalnego sygnału, trzeci element porównania 15, jednostka dopasowująca 16, przełącznik 17 i drugi element sumujący 18 oraz pierwsze i drugie wejście selektora maksymalnego sygnału 14 są połączone odpowiednio z pierwszym i drugim wejściem selektora sygnału minimalnego 2, którego wyjście jest połączone z drugim wejściem trzeciego elementu porównania 15, wyjście pierwszego elementu porównania 6 jest połączone z drugim wejściem drugiego elementu sumującego 18, którego wyjście jest połączone z wejściem regulatora prędkości wirnika 1, wyjście urządzenia logicznego 12 jest połączone z drugim wejściem przełącznika 17, którego drugie wyjście jest połączone z drugim wejściem pierwszego elementu sumującego 10.

Układ automatycznego sterowania silnika turbogazowego działa w następujący sposób.

W kanale 4 sterowania prędkością wirnika GTE sygnał z miernika 5 prędkości wirnika, proporcjonalny do prędkości wirnika, jest podawany do pierwszego elementu porównawczego 6, gdzie jest porównywany z sygnałem wyjściowym wartości zadanej prędkości wirnika 7 i wyjściem generowany jest sygnał błędu E1, który jest proporcjonalny do odchylenia prędkości wirnika od wartości zadanej. Sygnał ten jest podawany przez drugi element sumujący 18 na wejście regulatora prędkości wirnika 1, którego wyjście U1 jest połączone z pierwszym wejściem selektora sygnału minimalnego 2.

W kanale regulacji temperatury gazu GTE 4 sygnał z miernika temperatury gazu 8, proporcjonalny do temperatury gazu, podawany jest do drugiego elementu porównawczego 9, gdzie jest porównywany z sygnałem wyjściowym regulatora temperatury gazu 7 i powstaje sygnał wyjściowy niedopasowania E 2, proporcjonalny do odchylenia temperatury gazu od wartości zadanej. Sygnał ten jest podawany przez pierwszy element sumujący 10 do wejścia regulatora temperatury gazu 11, którego wyjście U2 jest połączone z drugim wejściem selektora sygnału minimalnego 2.

Wyjście selektora sygnału minimalnego 2 przechodzi sygnał wyjściowy

ten kanał sterowania, który w chwili obecnej, w zależności od warunków pracy silnika turbogazowego, wymaga mniejszego zużycia paliwa. Sygnał z selektora sygnału minimum 2 poprzez regulator izodromiczny 3, który pełni również funkcję siłownika, zmienia zużycie paliwa na komorę spalania silnika turbogazowego 4.

Sygnały wyjściowe regulatora prędkości wirnika 1U1 i regulatora temperatury gazu 11U2 są podawane na wejścia selektora sygnału maksymalnego 14, na którego wyjściu generowany jest sygnał

Na wyjściu trzeciego elementu porównawczego 15 określana jest różnica między sygnałami na wyjściu regulatorów

gdzie U zam - sygnał wyjściowy zamkniętego regulatora kanału;

Czasy U - sygnał wyjściowy regulatora kanału otwartego.

Sygnały wyjściowe U1 i U2 są również podawane na wejście urządzenia logicznego 12, na wyjściu którego generowany jest sygnał logiczny L, który określa zamknięty kanał ACS

Sygnał wyjściowy ε trzeciego elementu porównawczego 15 przez jednostkę dopasowującą 16 i przełącznik 17 jest podawany na wejście odpowiedniego regulatora otwartego kanału za pomocą pierwszego 10 lub drugiego 18 elementu sumującego, który jest określany przez stan przełącznik 17 zgodnie z sygnałem logicznym L urządzenia logicznego 12. Ponieważ ε mniej niż zero, wtedy sygnał ten zmniejsza efekt napędzający otwartego kanału, a tym samym koryguje moment przełączania kanałów.

Jak zauważono powyżej, regulatory prędkości wirnika 1 i temperatury gazu 11 mają różne charakterystyki dynamiczne, w wyniku czego warunek przełączenia selektora sygnału minimalnego 2

różni się od koniecznego warunku odniesienia dla przełączania ACS - równość niedopasowań między aktualnymi wartościami współrzędnych wyjściowych i wpływami ich ustawień

Dlatego konieczne jest uzgodnienie tych warunków. Jak wiadomo, koordynacja zachowania poszczególnych kanałów ACS jest możliwa dzięki pętli sterowania ich ruchem względnym. W tym przypadku jest to zapewnione przez wprowadzenie pętli samostrojenia sygnałów opartej na różnicy sygnałów ε na wyjściu regulatorów z wpływem na działanie nastawcze kanału otwartego układu. Umożliwia to budowę ACS silnika turbogazowego, adaptującego się do zmian w jego strukturze podczas przełączania kanałów za pomocą selektora.

Niech kanał sterowania prędkością wirnika będzie zamknięty, tj. pierwszy kanał. Następnie wyjście pętli samostrojenia sygnału jest połączone za pomocą pierwszego elementu sumującego 10 z wejściem regulatora temperatury gazu 11 drugiego otwartego kanału.

Sygnał na wyjściu regulatora prędkości wirnika

Sygnał na wyjściu regulatora temperatury gazu

gdzie W c (p) jest funkcją przenoszenia jednostki dopasowującej 16.

Wtedy różnica między sygnałami na wyjściu regulatorów

Dla W c (p) równych K i K wystarczająco dużych, otrzymujemy

ε → 0; U 2 → U 1,

gdzie m jest dość małą wartością.

Tym samym, ze względu na działanie pętli samostrojenia sygnału, moment przełączenia selektora sygnału minimalnego 2

zbliża się do stanu przełączania kanałów przez błędy kanałów

To odpowiednio umożliwia wyeliminowanie przeregulowania i zapewnienie niezbędnej jakości procesu przejściowego, gdy regulator temperatury gazu 11 jest zamknięty i włączony.. zmiana stanu kanału: pierwszy kanał staje się otwarty, a drugi kanał - zamknięty. Zmienia to również strukturę konturu samostrojenia.

Podobne procesy są typowe dla ACS i gdy selektor jest przełączany z zamkniętego kanału temperatury gazu na kanał prędkości wirnika. W tym przypadku sygnał wyjściowy pętli samodostrajania jest włączany za pomocą przełącznika 17 i drugiego elementu sumującego 18 na wejście regulatora prędkości wirnika 1, zmieniając działanie rozkazowe pierwszego kanału.

Ponieważ kolejność mianowników funkcji przenoszenia poszczególnych regulatorów W 1 (p) i W 2 (p) dwuwałowego GTE nie jest wyższa niż dwa, pętla samostrojenia zapewnia dobra jakość procesy przejściowe przy wystarczająco wysokich wartościach współczynnika przenikania K.

Wyniki symulacji rozpatrywanego ACS GTE, pokazane na rys. 2, z wpływami ustawień kanałów

a spełnienie warunku (8) pokazują, że przy przełączaniu kanału do przodu i do tyłu przez selektor, jakość procesów transjentów w kanale włączonym ulega znacznej poprawie dzięki wprowadzeniu pętli samostrojenia. ACS zachowuje określoną jakość, gdy zmienia się struktura, tj. jest adaptacyjny.

Tak więc zastrzegany wynalazek umożliwia adaptacyjne sterowanie różnymi współrzędnymi wyjściowymi GTE za pomocą selektora kanałów i pętli samostrojenia sygnału. Eliminowane są przeregulowania współrzędnych wyjściowych silnika, zapewniona jest określona jakość procesów przejściowych włączanego kanału układu, co przyczynia się do zwiększenia zasobu silnika turbogazowego.

Źródła literaturowe

1. Zintegrowane systemy automatycznego sterowania elektrowniami lotniczymi. / Wyd. AA Szewiakowa. - M .: Mashinostroenie, 1983 .-- 283 s., s. 126, ryc. 3.26.

2. Zintegrowane systemy automatycznego sterowania elektrowniami lotniczymi. / Wyd. AA Szewiakowa. - M .: Inżynieria mechaniczna, 1983 .-- 283 s., s. 110.

3. Certyfikat Federacji Rosyjskiej nr 2416 za użyteczny model. IPC 6 F02C 9/28. System automatycznego sterowania silnikiem turbogazowym. / V. I. Petunin, A. I. Frid, V. V. Vasiliev, F. A. Shaimardanov. zgłoszenie nr 95108046; zdeklarowany 18.05.95; wyd. 16.07.96; Bul. nr 7.

4. Miroshnik I.V. Konsekwentne zarządzanie systemami wielokanałowymi. - L .: Energoatomizdat, 1990 .-- 128 s., s. 21, ryc. 1.8.

Układ automatycznego sterowania silnikiem turbogazowym, zawierający szeregowo połączony regulator prędkości wirnika, selektor sygnału minimalnego, regulator izodromiczny, silnik turbogazowy, licznik prędkości wirnika i pierwszy element porównawczy, generator prędkości wirnika, wyjście który jest podłączony do drugiego wejścia pierwszego elementu porównawczego, połączonego szeregowo miernika temperatury gazu, drugiego elementu porównawczego, pierwszego elementu sumującego, regulatora temperatury gazu i urządzenia logicznego, regulatora temperatury gazu, którego wyjście jest połączone z drugim wejściem drugiego elementu porównawczego, a wyjście regulatora prędkości wirnika jest połączone z drugim wejściem urządzenia logicznego, wyjście regulatora temperatury gazu jest połączone z drugim wejściem selektora sygnału minimalnego, a drugie wyjście silnika turbogazowego jest podłączony do wejścia miernika temperatury gazu, charakteryzujący się tym, że dodatkowo zawiera połączony szeregowo selektor m sygnału maksymalnego, trzeciego elementu porównania, jednostki dopasowującej, przełącznika i drugiego elementu sumującego, pierwsze i drugie wejście selektora maksymalnego sygnału są połączone odpowiednio z pierwszym i drugim wejściem selektora minimalnego sygnału, wyjście który jest połączony z drugim wejściem trzeciego elementu porównawczego, wyjście pierwszego elementu porównawczego jest połączone z drugim wejściem drugiego elementu sumującego, którego wyjście jest połączone z wejściem regulatora prędkości wirnika, wyjście urządzenie logiczne jest połączone z drugim wejściem przełącznika, którego drugie wyjście jest połączone z drugim wejściem pierwszego elementu sumującego.

SKRÓTY WARUNKOWE

AC - system automatyczny

AD - silnik samolotu

ВЗ - wlot powietrza

VNA - kierownica wlotowa

ВС - samolot

HP - wysokie ciśnienie

GDU - stabilność dynamiczna gazu

GTE - silnik turbogazowy

CI - igła dozująca

HPC - kompresor wysokiego ciśnienia

KND - sprężarka niskie ciśnienie

NA - urządzenie prowadzące

ND - niskie ciśnienie

RUD - dźwignia sterowania silnikiem

ACS - automatyczny system sterowania

SU - elektrownia

TVD - silnik turbośmigłowy; turbina wysokociśnieniowa

LPT - turbina niskiego ciśnienia

Silnik turboodrzutowy - dwuobwodowy silnik turboodrzutowy

TRDDF - dwuobwodowy silnik turboodrzutowy z dopalaczem

DO - konserwacja

Procesor — jednostka centralna

ACU - jednostka sterująca siłownika

AFDX - format magistrali danych

ARINC 429 - format danych magistrali cyfrowej

DEC / DECU - cyfrowa elektroniczna jednostka sterująca - cyfrowa jednostka sterująca silnika

EEC - elektroniczne sterowanie silnikiem - blok elektronicznego układu sterowania silnikiem; elektroniczny regulator

EMU - jednostka monitorowania silnika - jednostka sterująca silnika

EOSU - elektroniczne zabezpieczenie przed przekroczeniem prędkości - zabezpieczenie przed przekroczeniem prędkości silnika

ETRAS - elektromechaniczny system uruchamiania rewersera ciągu

FADEC - pełnoprawne cyfrowe sterowanie elektroniczne

FCU - sterownik paliwa - regulator dopływu paliwa

FMS - sekcja pomiaru paliwa - jednostka pomiaru paliwa - jednostka pomiaru paliwa

N1 - prędkość wirnika niskiego ciśnienia

N2 - wysokociśnieniowa prędkość wirnika

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

SAV - zawór rozrusznika powietrza - zawór rozrusznika powietrza

VMU - jednostka pomiaru drgań - jednostka pomiaru drgań

WPROWADZANIE

Ogólne informacje o automatycznych układach sterowania turbinowych silników lotniczych

2 Problemy powstające podczas eksploatacji układów automatycznego sterowania silnikami typu FADEC

Schematy gazodynamiczne silników turbogazowych

1 Charakterystyki gazodynamiczne silników turbogazowych

2 Zarządzanie silnikiem

Systemy kontroli paliwa

1 główny regulator przepływu paliwa

2 Uproszczony schemat zarządzania paliwem

3 Hydropneumatyczne systemy zarządzania paliwem, HPT PT6

4 System zarządzania paliwem Bendix DP-L2

5 Elektroniczny system programowania podawania paliwa

6 Zarządzanie energią i programowanie paliwa (CFM56-7B)

7 System zarządzania paliwem APU

8 Strojenie systemu zarządzania paliwem

Automatyczny system sterowania

1 główna część

2 Opis i działanie

3 System zarządzania paliwem

4 System wskazania zużycia paliwa

Lista wykorzystanej literatury

WPROWADZANIE

Silniki turbinowe (GTE) przez sześćdziesiąt lat swojego rozwoju stały się głównym typem silników do samolotów współczesnego lotnictwa cywilnego. Turbinowe silniki gazowe są klasycznym przykładem złożonego urządzenia, którego części pracują przez długi czas w warunkach wysokich temperatur i naprężeń mechanicznych. Wysoce wydajna i niezawodna eksploatacja lotniczych turbinowych elektrowni gazowych nowoczesnych statków powietrznych jest niemożliwa bez zastosowania specjalnych automatycznych systemów sterowania (ACS). Niezwykle ważne jest monitorowanie i kontrolowanie parametrów pracy silnika, aby zapewnić wysoką niezawodność i długą żywotność. W związku z tym wybór automatycznego systemu zarządzania silnikiem odgrywa ogromną rolę.

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

Systemy hydromechaniczne przeszły długą drogę rozwoju i doskonalenia, począwszy od najprostszych, polegających na sterowaniu dopływem paliwa do komory spalania (CC) poprzez otwieranie/zamykanie zaworu odcinającego (zaworu), aż po nowoczesne systemy hydroelektroniczne , w którym wszystkie główne funkcje sterujące są realizowane za pomocą hydromechanicznych urządzeń licząco - decydujących, a tylko do wykonywania niektórych funkcji (ograniczenie temperatury gazu, prędkości obrotowej wirnika turbosprężarki itp.) stosuje się regulatory elektroniczne. Jednak to nie wystarczy. Aby sprostać wysokim wymaganiom bezpieczeństwa i efektywności lotów, konieczne jest tworzenie w pełni elektronicznych systemów, w których wszystkie funkcje sterowania realizowane są za pomocą technologii elektronicznej, a organy wykonawcze mogą być hydromechaniczne lub pneumatyczne. Takie ACS są w stanie nie tylko monitorować dużą liczbę parametrów silnika, ale także śledzić ich tendencje, sterować nimi, a tym samym, zgodnie z ustalonymi programami, ustawić odpowiednie tryby pracy silnika, współdziałać z systemami samolotu aby osiągnąć maksymalną wydajność. ACS FADEC należy do takich systemów.

Poważne badanie budowy i działania układów automatycznego sterowania lotni- czych silników turbinowych jest warunkiem prawidłowej oceny stanu technicznego (diagnostyki) układów sterowania i ich poszczególnych elementów, a także bezpiecznej eksploatacji układów automatycznego sterowania elektrowni lotniczych z turbinami gazowymi jako całości.

1. INFORMACJE OGÓLNE O AUTOMATYCZNYCH SYSTEMACH STEROWANIA LOTNICTWA GTE

1 Cel automatycznych systemów sterowania

kontrola paliwa silnika turbiny gazowej,

ACS jest przeznaczony do (rys. 1):

kontrola uruchamiania i wyłączania silnika;

sterowanie trybem pracy silnika;

zapewnienie stabilnej pracy sprężarki i komory spalania (CC) silnika w warunkach ustalonych i nieustalonych;

zapobieganie przekroczeniu parametrów silnika powyżej maksymalnych dopuszczalnych;

zapewnienie wymiany informacji z systemami statków powietrznych;

zintegrowane sterowanie silnikiem jako część zespołu napędowego statku powietrznego za pomocą poleceń z systemu sterowania statku powietrznego;

zapewnienie kontroli stanu zdrowia elementów ACS;

kontrola operacyjna i diagnostyka stanu silnika (z połączonym systemem ACS i sterowania);

przygotowanie i dostarczenie informacji o stanie silnika do systemu rejestracji.

Zapewnienie kontroli uruchamiania i wyłączania silnika. W momencie uruchomienia ACS wykonuje następujące funkcje:

steruje dopływem paliwa do stacji sprężarek, kierownicą (HA), obejściem powietrza;

steruje urządzeniem rozruchowym i jednostkami zapłonowymi;

zabezpiecza silnik przed przepięciami, awariami kompresorów i przegrzaniem turbiny;

zabezpiecza urządzenie rozruchowe przed przekroczeniem maksymalnej prędkości.

Ryż. 1. Cel automatycznego systemu sterowania silnikiem

ACS zapewnia wyłączenie silnika z dowolnego trybu pracy na polecenie pilota lub automatycznie po osiągnięciu parametrów granicznych, krótkotrwałe wstrzymanie dopływu paliwa do głównej stacji sprężarkowej w przypadku utraty stabilności gazowo-dynamicznej sprężarki (GDU) .

Sterowanie trybem pracy silnika. Sterowanie odbywa się według poleceń pilota zgodnie z ustawionymi programami sterującymi. Wpływem kontrolującym jest zużycie paliwa w stacji sprężarkowej. Podczas sterowania utrzymywany jest zadany parametr sterowania z uwzględnieniem parametrów powietrza na wlocie do silnika oraz parametrów wewnętrznych silnika. W wielokrotnie połączonych systemach sterowania geometria ścieżki przepływu może być również kontrolowana w celu wdrożenia optymalnego i adaptacyjnego sterowania w celu zapewnienia maksymalnej wydajności kompleksu „SU - samolot”.

Zapewnienie stabilnej pracy sprężarki, stacji sprężarek silnika w stanach ustalonych i przejściowych. Dla stabilnej pracy kompresora i stacji sprężarkowej automatyczne programowane sterowanie dopływem paliwa do komory spalania w stanach nieustalonych, sterowanie zaworami obejściowymi powietrza ze sprężarki lub za sprężarką, sterowanie kątem ustawienia łopatek rotacyjnych BHA i Przeprowadzane jest HA sprężarki. Sterowanie zapewnia przepływ linii trybów pracy z wystarczającym marginesem stabilności gazodynamicznej sprężarki (wentylator, stopnie podtrzymujące, LPC i HPC). Aby zapobiec przekroczeniu parametrów w przypadku utraty GDU sprężarki, zastosowano układ przeciwprzepięciowy i zapobiegający utknięciu.

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

maksymalna dopuszczalna prędkość wirników silnika;

maksymalne dopuszczalne ciśnienie powietrza za sprężarką;

maksymalna temperatura gazu za turbiną;

maksymalna temperatura materiału łopatek wirnika turbiny;

minimalne i maksymalne zużycie paliwa na stacji kompresorowej;

maksymalna dopuszczalna prędkość turbiny urządzenia rozruchowego.

Jeżeli turbina rozpędza się, gdy jej wałek pęknie, silnik zostanie automatycznie wyłączony z maksymalną możliwą prędkością zaworu odcinającego paliwo na stacji sprężarkowej. Można zastosować czujnik elektroniczny wykrywający przekroczenie prędkości progowej lub urządzenie mechaniczne wykrywające wzajemne przemieszczenie obwodowe wału sprężarki i turbiny oraz określające moment zerwania wału w celu wyłączenia dopływu paliwa. W takim przypadku urządzenia sterujące mogą być elektroniczne, elektromechaniczne lub mechaniczne.

Konstrukcja ACS powinna przewidywać supersystemowe środki ochrony silnika przed zniszczeniem po osiągnięciu parametrów granicznych w przypadku awarii głównych kanałów sterowania ACS. Można zapewnić osobną jednostkę, która po osiągnięciu maksimum dla ograniczenia supersystemu wartości dowolnego z parametrów przy maksymalnej prędkości, wydaje polecenie odcięcia paliwa w stacji sprężarkowej.

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

Wydawanie informacji do urządzeń kontrolnych i weryfikacyjnych oraz regulacyjnych. Aby określić dobry stan części elektronicznej ACS, rozwiązywanie problemów, regulację operacyjną zespołów elektronicznych, zestaw akcesoriów silnika ma specjalny panel kontrolny, kontrolny i regulacyjny. Pilot służy do prac naziemnych, w niektórych systemach jest instalowany na pokładzie samolotu. Pomiędzy ACS a centralą wymiana informacji odbywa się kodowymi liniami komunikacyjnymi za pośrednictwem specjalnie podłączonego kabla.

Zintegrowane sterowanie silnikiem w systemie sterowania samolotu za pomocą poleceń z systemu sterowania samolotu. Aby zmaksymalizować wydajność silnika i samolotu jako całości, sterowanie silnikiem i innymi systemami sterowania jest zintegrowane. Systemy sterowania są zintegrowane w oparciu o pokładowe cyfrowe systemy obliczeniowe zintegrowane z pokładowym złożonym systemem sterowania. Zintegrowane sterowanie odbywa się poprzez regulację programów sterowania silnikiem z systemu sterowania CS, wydając parametry silnika do sterowania wlotem powietrza (VZ). Na sygnał z ACS VZ wydawane są polecenia ustawienia elementów mechanizacji silnika w położenie zwiększania rezerw centralki gazowej sprężarki. Aby zapobiec zakłóceniom kontrolowanego wlotu powietrza podczas zmiany trybu lotu, tryb silnika jest odpowiednio korygowany lub naprawiany.

Monitorowanie kondycji elementów ACS. W elektronicznej części ACS silnika, sprawność elementów ACS jest automatycznie monitorowana. W przypadku awarii elementów ACS informacja o usterkach jest przesyłana do układu sterowania układu sterowania statku powietrznego. Rekonfiguracja programów sterujących i struktury elektronicznej części ACS jest przeprowadzana w celu zachowania jej funkcjonalności.

Kontrola eksploatacyjna i diagnostyka stanu silnika. ACS zintegrowany z systemem sterowania realizuje dodatkowo następujące funkcje:

odbiór sygnałów z czujników i urządzeń sygnalizacyjnych silnika i samolotu, ich filtrowanie, przetwarzanie i dostarczanie do pokładowych systemów wyświetlania, rejestracji i innych systemów lotniczych, konwersja parametrów analogowych i dyskretnych;

kontrola tolerancji mierzonych parametrów;

kontrola parametru ciągu silnika w trybie startu;

kontrola działania mechanizacji sprężarki;

kontrola położenia elementów urządzenia cofania przy ciągu bezpośrednim i wstecznym;

obliczanie i przechowywanie informacji o czasie pracy silnika;

kontrola godzinowego zużycia i poziomu oleju podczas tankowania;

kontrola czasu rozruchu silnika i wybiegu wirników LPC i HPC przy wyłączaniu;

sterowanie systemami upustu powietrza i systemami chłodzenia turbin;

kontrola wibracji jednostek silnikowych;

analiza tendencji zmian głównych parametrów silnika w warunkach ustalonych.

Na ryc. 2 przedstawia schematycznie skład zespołów układu automatycznego sterowania silnikiem turboodrzutowym.

Przy obecnie osiąganym poziomie parametrów procesu pracy lotniczych GTE dalsze doskonalenie charakterystyk elektrowni wiąże się z poszukiwaniem nowych dróg sterowania, z integracją ACS AM w jeden system sterowania samolotem i silnikiem. oraz ich wspólną kontrolę w zależności od trybu i fazy lotu. Takie podejście staje się możliwe wraz z przejściem na elektroniczne cyfrowe systemy sterowania silnikiem, takie jak FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), tj. do systemów, w których elektronika steruje silnikiem na wszystkich etapach i trybach lotu (systemy z pełną odpowiedzialnością).

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

system FADEC posiada dwa niezależne kanały sterowania, co znacznie zwiększa jego niezawodność i eliminuje potrzebę wielokrotnej redundancji oraz zmniejsza jego wagę;

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

system FADEC dokonuje automatycznego rozruchu, pracy w stanach ustalonych, ograniczenia temperatury gazu i prędkości obrotowej, rozruchu po wygaśnięciu komory spalania, ochrony przeciwprzepięciowej na skutek krótkotrwałego spadku dopływu paliwa, działa w oparciu o różnego rodzaju dane otrzymywane z czujników;

system FADEC jest bardziej elastyczny, ponieważ liczbę i charakter pełnionych przez nią funkcji można zwiększyć i zmienić poprzez wprowadzenie nowych lub dostosowanie istniejących programów zarządzania;

FADEC znacząco zmniejsza obciążenie załogi i umożliwia stosowanie szeroko stosowanych technik sterowania samolotami typu fly-by-wire;

Do funkcji systemu FADEC należy monitorowanie stanu silnika, diagnozowanie awarii oraz informacja o konserwacji całej elektrowni. Wibracje, wydajność, temperatura, zachowanie układów paliwowych i olejowych to tylko niektóre z wielu aspektów operacyjnych monitorowanych w celu zapewnienia bezpieczeństwa, skutecznej kontroli żywotności i niższych kosztów konserwacji;

System FADEC zapewnia rejestrację czasu pracy silnika i uszkodzeń jego głównych podzespołów, samokontrolę naziemną i marszową z zapisem wyników w pamięci nieulotnej;

w przypadku systemu FADEC nie ma potrzeby dokonywania regulacji i kontroli silnika po wymianie któregokolwiek z jego elementów.

System FADEC to także:

kontroluje trakcję w dwóch trybach: ręcznym i automatycznym;

kontroluje zużycie paliwa;

zapewnia optymalne tryby pracy, kontrolując przepływ powietrza wzdłuż ścieżki silnika i regulując prześwit za łopatkami wirnika turbiny HP;

monitoruje temperaturę oleju zintegrowanego generatora napędowego;

zapewnia spełnienie ograniczeń dotyczących działania systemu odwrócenia ciągu na ziemi.

Na ryc. 3 wyraźnie pokazuje szeroki zakres funkcji realizowanych przez FADEC ACS.

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

Ryż. 3. Cel cyfrowego systemu zarządzania silnikiem z pełną odpowiedzialnością

2 Problemy powstające podczas eksploatacji układów automatycznego sterowania silnikami typu FADEC

Należy zauważyć, że w związku z bardziej dynamicznym rozwojem elektroniki i technologii informacyjnych za granicą, wiele firm zajmujących się produkcją ACS AD rozważało przejście na systemy typu FADEC w połowie lat 80-tych. Niektóre aspekty tego zagadnienia i problemy z nim związane zostały przedstawione w raportach NASA oraz w wielu czasopismach. Zawierają jednak tylko ogólne postanowienia, wskazano główne zalety elektroniczno-cyfrowego ACS. Problemy pojawiające się podczas przejścia na systemy elektroniczne, sposoby ich rozwiązywania oraz kwestie związane z zapewnieniem wymaganej wydajności SKP nie zostały opublikowane.

Dziś jednym z najpilniejszych zadań ACS, zbudowanych w oparciu o elektroniczne systemy cyfrowe, jest zapewnienie wymaganego poziomu niezawodności. Wynika to przede wszystkim z niedostatecznego doświadczenia w rozwoju i eksploatacji takich systemów.

Z podobnych przyczyn znane są fakty awarii FADEC ACS w samolotach GTE produkcji zagranicznej. Na przykład w ACS FADEC zainstalowanym na silniku turboodrzutowym Rolls-Royce AE3007A i AE3007C zarejestrowano awarie tranzystorów, które mogły powodować awarie w locie tych silników stosowanych w samolotach dwusilnikowych.

W przypadku silnika turboodrzutowego AS900 konieczne stało się wdrożenie programu, który zapewnia automatyczne ograniczanie parametrów w celu zwiększenia niezawodności systemu FADEC, a także zapobieganie, wykrywanie i odzyskiwanie normalna praca po przepięciach i straganach. Silnik turboodrzutowy AS900 został również wyposażony w zabezpieczenie przed nadmierną prędkością, podwójne złącza do przesyłania danych do czujników o krytycznych parametrach za pomocą magistrali oraz dyskretne sygnały zgodne ze standardem ARINK 429.

Specjaliści zajmujący się rozwojem i wdrażaniem FADEC ACS znaleźli wiele błędów logicznych, których naprawa wymagała znacznych nakładów finansowych. Ustalili jednak, że w przyszłości, dzięki udoskonaleniu systemu FADEC, możliwe będzie przewidywanie zasobów wszystkich elementów silnika. Umożliwi to zdalne monitorowanie floty samolotów z centralnego punktu w dowolnym regionie świata.

Wdrożeniu tych innowacji ułatwi przejście od sterowania elementami wykonawczymi za pomocą centralnych mikroprocesorów do tworzenia inteligentnych mechanizmów wyposażonych we własne procesory sterujące. Zaletą takiego „rozproszonego systemu” byłaby oszczędność masy poprzez wyeliminowanie linii sygnałowych i związanego z nimi wyposażenia. Niezależnie od tego, udoskonalanie poszczególnych systemów będzie kontynuowane.

Obiecujące wdrożenia dla odrębnie pobieranych GTE wyprodukowanych za granicą to:

usprawnienie systemu zarządzania pracą silnika, zapewnienie automatycznego rozruchu i pracy na biegu jałowym ze sterowaniem odpowietrzaniem i systemem przeciwoblodzenia, synchronizacja układów silnika w celu uzyskania niskiego poziomu hałasu i automatycznego zachowania charakterystyk, a także sterowanie urządzeniem cofania;

Zmiana zasady działania ACS FADEC w celu sterowania silnikiem nie według sygnałów z czujników ciśnienia i temperatury, ale bezpośrednio według prędkości wirnika wysokiego ciśnienia ze względu na fakt, że parametr ten jest łatwiejszy do zmierzenia niż sygnał z podwójnego układu czujników temperatury i ciśnienia, który jest w pracujących silnikach musi zostać przerobiony. Nowy system pozwoli na szybsze czasy reakcji i mniejsze rozproszenie pętli sterowania;

instalacja znacznie wydajniejszego procesora przy użyciu standardowych chipów przemysłowych oraz zapewnienie diagnostyki i przewidywania stanu (działania) silnika i jego charakterystyk, opracowanie FADEC ACS typu PSC. PSC to system czasu rzeczywistego, który można wykorzystać do optymalizacji osiągów silnika, z zastrzeżeniem wielu ograniczeń, na przykład w celu zminimalizowania jednostkowego zużycia paliwa przy stałym ciągu;

włączenie zintegrowanego systemu sterowania do ACS FADEC stan techniczny silnik. Silnik jest regulowany zgodnie ze zmniejszoną prędkością wentylatora, biorąc pod uwagę wysokość lotu, temperaturę zewnętrzną, ciąg i liczbę M;

integracja systemu monitorowania silnika, EMU (Engine Monitoring Unit) z FADEC, co pozwoli na porównywanie większej ilości danych w czasie rzeczywistym i zapewni większe bezpieczeństwo, gdy silnik pracuje „blisko fizycznych limitów”. W oparciu o uproszczony model termodynamiczny, w którym czynniki takie jak temperatura i naprężenia są brane razem jako skumulowana miara akumulacji zmęczenia, EMU umożliwia również monitorowanie częstotliwości użytkowania w czasie. Istnieje również kontrola sytuacji takich jak „piskliwy” dźwięk, piski, zwiększone wibracje, przerwany rozruch, zanik płomienia, przepięcie silnika. Nowością w systemie FADEC jest zastosowanie czujnika magnetycznego do wykrywania cząstek metalu ODMS (Oil-debris Magnetic Sensor), który nie tylko pozwala określić wielkość i ilość cząstek zawierających żelazo, ale także usuwa je o 70...80 % przy użyciu wirówki. W przypadku wykrycia wzrostu liczby cząstek jednostka EMU pozwala sprawdzić obecność wibracji i zidentyfikować niebezpieczne procesy, na przykład zbliżające się zniszczenie łożyska (dla TRDDF EJ200);

stworzenie przez General Electric dwukanałowego cyfrowego dwukanałowego ACS FADEC trzeciej generacji, którego czas reakcji jest znacznie krótszy i pojemność pamięci jest większa niż w przypadku poprzednich FADEC ACS silników obejściowych produkowanych przez tę firmę. Dzięki temu ACS ma dodatkowe możliwości rezerwowe zwiększające niezawodność i ciąg silnika. System FADEC ACS będzie miał również w przyszłości możliwość filtrowania sygnałów drgań w celu identyfikacji i diagnozowania objawów zbliżającej się awarii podzespołu/części w oparciu o analizę widmową znanych typów awarii i usterek, na przykład awarii bieżni łożyskowej. Dzięki tej identyfikacji zostanie otrzymane ostrzeżenie o konieczności konserwacji na koniec lotu. ACS FADEC będzie zawierał dodatkową tablicę elektroniczną o nazwie „Tablica Osobowości”. Wyróżnia go magistrala danych zgodna z nowym standardem Airbusa (AFDX) oraz nowe funkcje (kontrola nadmiernej prędkości, kontrola trakcji itp.). Ponadto nowa płyta rozszerzy komunikację z jednostką pomiaru wibracji (VMU) i elektromechanicznym systemem aktywacji rewersera ciągu (ETRAS).

2. GAZOWE SCHEMATY DYNAMICZNE SILNIKÓW Z TURBINAMI GAZOWYMI

Złożone wymagania stawiane warunkom eksploatacji naddźwiękowych samolotów wielotrybowych najlepiej spełniają silniki turboodrzutowe (TRD) i turboodrzutowe z obejściem (TRDD). Cechą wspólną tych silników jest charakter powstawania energii swobodnej, różnica polega na charakterze jej wykorzystania.

W silniku jednoobwodowym (rys. 4) energia swobodna, którą płyn roboczy ma za turbiną, jest bezpośrednio zamieniana na energię kinetyczną wylatującego strumienia. W silniku dwuobwodowym tylko część energii swobodnej jest zamieniana na energię kinetyczną wylatującego strumienia. Reszta wolnej energii jest wykorzystywana do zwiększenia energii kinetycznej dodatkowej masy powietrza. Przeniesienie energii do dodatkowej masy powietrza odbywa się za pomocą turbiny i wentylatora.

Wykorzystanie części swobodnej energii do przyspieszenia dodatkowej masy powietrza przy określonych wartościach parametrów procesu roboczego, a co za tym idzie przy określonym godzinowym zużyciu paliwa, umożliwia zwiększenie ciągu silnika i zmniejszenie zużycie paliwa.

Niech prędkość przepływu powietrza w silniku turboodrzutowym będzie równa prędkości przepływu gazu. W silniku dwuobwodowym w obiegu wewnętrznym natężenie przepływu powietrza jest takie samo jak w silniku jednoobwodowym, a natężenie wypływu gazu; odpowiednio w konturze zewnętrznym i (patrz ryc. 4).

Przyjmiemy, że natężenie przepływu powietrza i natężenie przepływu gazu silnika jednopętlowego, które charakteryzują poziom energii swobodnej, mają określone wartości przy każdej wartości prędkości lotu.

Warunki bilansowania przepływów mocy w silniku turboodrzutowym i turboodrzutowym przy braku strat w elementach przewodu gazowo-powietrznego, zapewniających wzrost energii kinetycznej dodatkowej masy powietrza, można przedstawić wzorami

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

(1)

Dla wyjaśnienia ostatniego wyrażenia zauważamy, że część energii swobodnej przekazanej do pętli zewnętrznej zwiększa energię przepływu z poziomu posiadanego przez przepływ dochodzący do poziomu.

Zrównując prawe strony wyrażeń (1) i (2), Uwzględniając zapis otrzymujemy

, , . (3)

Ciąg silnika dwuobwodowego określa wyrażenie

Jeśli wyrażenie (3) jest rozwiązane względem i wynik jest podstawiony do wyrażenia (4), to otrzymujemy

Maksymalny ciąg silnika przy zadanych wartościach i m osiągany jest przy, co wynika z rozwiązania równania.

Wyrażenie (5) w przybiera formę

Najprostszym wyrażeniem na ciąg silnika staje się

Wyrażenie to pokazuje, że wzrost współczynnika obejścia prowadzi do monotonicznego wzrostu ciągu silnika. A w szczególności można zauważyć, że przejściu z silnika jednoobwodowego (m = 0) do silnika dwuobwodowego z m = 3 towarzyszy dwukrotny wzrost ciągu. A ponieważ zużycie paliwa w generatorze gazu pozostaje niezmienione, jednostkowe zużycie paliwa również zmniejsza się o połowę. Ale specyficzny ciąg silnika dwuobwodowego jest niższy niż silnika jednoobwodowego. Przy V = 0 opór właściwy jest określony przez wyrażenie

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

Jedną z oznak różnicy między obwodami silników obejściowych jest charakter wzajemnego oddziaływania przepływów obwodów wewnętrznych i zewnętrznych.

Silnik dwuobwodowy, w którym przepływ gazu w pętli wewnętrznej jest mieszany z przepływem powietrza za wentylatorem – przepływem w pętli zewnętrznej – nazywany jest dwuobwodowym silnikiem o przepływie mieszanym.

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

1 Charakterystyki gazodynamiczne silników turbogazowych

Parametry wyjściowe silnika – ciąg P, ciąg P uderzeń i jednostkowe zużycie paliwa C uderzeń – są w całości zdeterminowane przez parametry jego procesu pracy, które dla każdego typu silnika są w pewnej zależności od warunków lotu i parametru, który określa tryb pracy silnika.

Parametrami procesu pracy są: temperatura powietrza na wlocie silnika T w*, stopień wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce, stopień obejścia t, temperatura gazu przed turbiną, natężenie przepływu w charakterystyczne odcinki przewodu gazowo-powietrznego, sprawność poszczególnych jego elementów itp....

Warunki lotu charakteryzują temperatura i ciśnienie przepływu niezakłóconego Tn i Pn oraz prędkość V (lub prędkość powierzchniowa λ n lub liczba M) lotu.

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

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

a im wyższe wymagane wartości przyspieszenia i kąta wznoszenia, tym wyższa wymagana wartość ciągu. Wymagany ciąg wzrasta również wraz ze wzrostem przeciążenia (lub kąta przechylenia) podczas wykonywania zakrętu.

Wartości graniczne ciągu zapewnia maksymalna prędkość obrotowa silnika. Ciąg i jednostkowe zużycie paliwa w tym trybie zależą od wysokości i prędkości lotu i zwykle odpowiadają wartościom wytrzymałościowym takich parametrów procesu roboczego, jak temperatura gazu przed turbiną, prędkość obrotowa wirnika silnika oraz temperatura gazu w dopalaczu.

Tryby pracy silnika, w których ciąg jest mniejszy niż maksymalny, nazywane są trybami przepustnicy. Dławienie silnika - ciąg jest redukowany poprzez zmniejszenie dopływu ciepła.

O właściwościach gazodynamicznych silnika turbogazowego decydują wartości parametrów konstrukcyjnych, charakterystyka elementów oraz program sterowania silnikiem.

Pod wyliczonymi parametrami silnika rozumiemy główne parametry procesu pracy w trybach maksymalnych przy temperaturze powietrza na wlocie silnika określonej dla danego silnika =.

Głównymi elementami ścieżki gaz-powietrze różnych schematów silnika są sprężarka, komora spalania, turbina i dysza wylotowa.

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

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

zależność stopnia wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce od względnej gęstości prądu na wlocie do sprężarki i zmniejszonej prędkości wirnika sprężarki, a także zależność sprawności od stopnia wzrostu całkowite ciśnienie powietrza i zmniejszona częstotliwość wirnika sprężarki:

Zmniejszony przepływ powietrza jest powiązany ze względną gęstością prądu q (λ in) przez wyrażenie

(8)

gdzie to powierzchnia toru przepływu sekcji wlotowej sprężarki, to natężenie przepływu powietrza w normalnych warunkach atmosferycznych na gruncie = 288 K, = 101325 N/m2. Największy. pr zużycie powietrza przy znanych wartościach ciśnienia całkowitego i temperatury hamowania T* oblicza się ze wzoru

(9)

Sekwencja punktów pracy, określona przez warunki wspólnej pracy elementów silnika w różnych stacjonarnych trybach pracy, tworzy linię trybów pracy. Ważną cechą wydajności silnika jest margines stabilności sprężarki w punktach linii trybów pracy, który określa wyrażenie

(10)

Wskaźnik „gr” odpowiada parametrom granicy stabilnej pracy sprężarki przy takiej samej wartości n pr jak w punkcie linii trybów pracy.

Komora spalania będzie charakteryzowała się sprawnością spalania paliwa oraz całkowitym stosunkiem ciśnień.

Całkowite ciśnienie gazu w komorze spalania spada z powodu występowania strat hydraulicznych, charakteryzujących się współczynnikiem ciśnienia całkowitego r, oraz strat spowodowanych doprowadzeniem ciepła. Te ostatnie charakteryzują się współczynnikiem. Całkowity całkowity spadek ciśnienia zależy od produktu

Wraz ze wzrostem natężenia przepływu na wlocie do komory spalania wzrastają zarówno straty hydrauliczne, jak i straty spowodowane doprowadzeniem ciepła. Całkowity spadek ciśnienia przepływu spowodowany dopływem ciepła wzrasta również wraz ze wzrostem stopnia nagrzania gazu, który jest określony stosunkiem wartości temperatury przepływu na wylocie z komory spalania i na wlocie do niej

Wzrostowi stopnia nagrzania i natężenia przepływu na wejściu do komory spalania towarzyszy wzrost prędkości gazu na końcu komory spalania, a gdy prędkość gazu zbliża się do prędkości dźwięku, dynamika gazu następuje „zamknięcie” kanału. Dzięki gazowo-dynamicznemu „zamknięciu” kanału dalszy wzrost temperatury gazu bez zmniejszenia prędkości na wejściu do komory spalania staje się niemożliwy.

Charakterystykę turbiny wyznaczają zależności względnej gęstości prądu w krytycznej sekcji dyszy pierwszego stopnia q (λ z a) oraz sprawności turbiny od stopnia spadku całkowitego ciśnienia gazu w turbina, zmniejszona prędkość obrotowa wirnika turbiny oraz obszar krytycznego przekroju dyszy pierwszego stopnia:

Dysza strumieniowa charakteryzuje się szeregiem zmian w obszarach przekroju krytycznego i wylotowego oraz współczynnikiem prędkości.

Istotny wpływ na parametry wyjściowe silnika ma również wydajność wlotu powietrza, będącego elementem układu napędowego samolotu. Charakterystykę wlotu powietrza reprezentuje współczynnik ciśnienia całkowitego

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

Tak więc każdy typ silnika ma określone wymiary charakterystycznych przekrojów i charakterystykę jego elementów. Ponadto silnik posiada pewną liczbę czynników sterujących oraz ograniczenia wartości parametrów jego procesu pracy. Jeżeli liczba czynników rządzących jest większa niż jeden, to niektóre warunki lotu i warunki eksploatacji w zasadzie mogą odpowiadać ograniczonemu zakresowi wartości parametrów procesu roboczego. Z tego całego zakresu możliwych wartości parametrów procesu roboczego, celowa będzie tylko jedna kombinacja parametrów: w trybie maksymalnym kombinacja zapewniająca maksymalny ciąg i w trybie przepustnicy, która zapewnia minimalną ilość paliwa zużycie przy wartości ciągu, która określa ten tryb. Należy pamiętać, że liczba niezależnie kontrolowanych parametrów procesu pracy - parametrów, na podstawie wskaźników ilościowych, którymi steruje się proces pracy silnika (lub w skrócie sterowanie silnikiem), jest równa liczbie silników czynniki kontrolne. A pewne wartości tych parametrów odpowiadają pewnym wartościom pozostałych parametrów.

Zależność kontrolowanych parametrów od warunków lotu i trybu pracy silnika określa program sterowania silnikiem i zapewnia system automatycznego sterowania (ACS).

Warunki lotu wpływające na pracę silnika najpełniej charakteryzuje parametr, który jest jednocześnie parametrem procesu pracy silnika. Dlatego program sterowania silnikiem rozumiany jest jako zależność kontrolowanych parametrów procesu pracy lub stanu sterowanych elementów silnika od temperatury stagnacji powietrza na wlocie silnika i jednego z parametrów określających tryb pracy - temperatura gazu przed turbiną, prędkość wirnika jednego ze stopni lub ciąg silnika R.

2 Zarządzanie silnikiem

Silnik o stałej geometrii ma tylko jeden czynnik sterujący - ilość doprowadzonego ciepła.

Ryż. 6. Linia trybów pracy na charakterystyce sprężarki

Parametry mogą być lub mogą być używane jako parametr kontrolowany bezpośrednio przez wielkość dopływu ciepła. Ale ponieważ parametr jest niezależny, to jako parametr kontrolowany może być powiązany z parametrami i i zmniejszona prędkość

(12)

Ponadto w różnych zakresach wartości różne parametry mogą być używane jako parametr kontrolowany.

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

Jeżeli przy zmianie temperatury powietrza na wlocie silnika wymagane jest, aby temperatura gazu przed turbiną nie zmieniała się w trybach maksymalnych, wtedy będziemy mieli program kontrolny. W takim przypadku temperatura względna zmieni się zgodnie z wyrażeniem.

Na ryc. 6 pokazuje, że każda wartość wzdłuż linii trybów pracy odpowiada określonym wartościom parametrów i. (na rys. 6) pokazano również, że dla< 1, а это может быть в случае < ; величина приведенной частоты вращения превосходит единицу. При увеличении свыше единицы КПД компрессора существенно снижается, поэтому работа в этой области значений обычно не допускается, для чего вводится ограничение ≤ 1. В таком случае при< независимо управляемым параметром является . На максимальных режимах программа управления определяется условием = 1.

Aby zapewnić działanie przy = 1, konieczne jest, aby wartość temperatury względnej wynosiła = 1, co zgodnie z wyrażeniem

jest równoważny z warunkiem ... Dlatego, gdy spada poniżej, wartość powinna maleć. Na podstawie wyrażenia (12) prędkość obrotowa również zmniejszy się. W takim przypadku parametry będą odpowiadały obliczonym wartościom.

W regionie pod warunkiem = const wartość parametru może zmieniać się na różne sposoby wraz ze wzrostem - może zarówno wzrastać, jak i zmniejszać się i pozostać niezmieniona, co zależy od obliczonej mocy

zwiększenie całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce oraz charakter sterowania sprężarką. Gdy program = const prowadzi do wzrostu w miarę jego wzrostu, a zgodnie z warunkami wytrzymałościowymi wzrost prędkości obrotowej jest niedopuszczalny, program jest stosowany. Temperatura gazu przed turbiną w takich przypadkach naturalnie spadnie.

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

jednoznacznie określa wartość Użycie wartości jako sygnału sterującego może wynikać z ograniczenia temperatura pracy wrażliwe elementy termopary.

Aby zapewnić program sterowania = const, można również zastosować sterowanie zaprogramowane parametrem, którego wartość będzie funkcją (rys. 7).

Rozważane programy kontrolne są na ogół łączone. Gdy silnik pracuje w podobnych trybach, w których określone są wszystkie parametry wartości względne są niezmienione. Są to wartości zmniejszonego natężenia przepływu na wszystkich odcinkach toru przepływu silnika turbiny gazowej, obniżonej temperatury, stopnia wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce. Wartość odpowiadająca wartościom obliczonym i rozdzielająca oba stany programu sterującego, w wielu przypadkach odpowiada standardowym warunkom atmosferycznym na ziemi = 288 K. Jednak w zależności od przeznaczenia silnika wartość ta może być mniej lub więcej.

W przypadku silników poddźwiękowych statków powietrznych na dużych wysokościach może być wskazane przypisanie< 288 К. Так, для того чтобы обеспечить работу двигателя в условиях М = 0,8; Н ≥ 11 км при =, необходимо = 244 К. Тогда при = 288 К относительная
temperatura będzie = 1,18, a silnik na maksymalnej prędkości będzie
Praca w< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(krzywa 1, rys. 7) niż dla silnika c (krzywa 0).

W przypadku silnika przeznaczonego do szybkiego statku powietrznego na dużej wysokości może być wskazane przypisanie (krzywa 2). Zużycie powietrza i stopień wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce dla takiego silnika przy > 288 K są wyższe niż dla silnika z = 288 K Ale temperatura gazu przed

Ryż. 7. Zależność głównych parametrów procesu pracy silnika :a - o niezmienionej geometrii z temperatury powietrza na wlocie sprężarki, b - o niezmienionej geometrii z obliczonej temperatury powietrza

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

Aby móc pracować w temperaturze do = 328 K, prędkość obrotowa w stosunku do prędkości startowej musi być zwiększona o = 1,07 razy.

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

Tak więc wzrost natężenia przepływu powietrza przy> poprzez zwiększenie zapewniany jest przez zwiększenie prędkości wirnika silnika i zmniejszenie ciągu właściwego w trybie startu z powodu spadku.

Jak widać, wartość ta ma istotny wpływ na parametry procesu pracy silnika i jego parametry wyjściowe, a tym samym jest parametrem wyliczanym silnika.

3. SYSTEMY KONTROLI PALIWA

1 Główny regulator przepływu paliwa i regulatory elektroniczne

1.1 Główny regulator zużycia paliwa

Głównym regulatorem przepływu paliwa jest jednostka napędzana silnikiem, która jest sterowana mechanicznie, hydraulicznie, elektrycznie lub pneumatycznie w różnych kombinacjach. Zadaniem systemu zarządzania paliwem jest utrzymanie wymaganego stosunku powietrza do paliwa w układach paliwowo-powietrznych wagowo w strefie spalania na poziomie około 15:1. Ten stosunek reprezentuje stosunek masy powietrza pierwotnego wchodzącego do komory spalania do masy paliwa. Czasami stosuje się stosunek paliwo-powietrze 0,067:1. Wszystkie paliwa wymagają do całkowitego spalania określonej ilości powietrza, tj. bogata lub słaba mieszanka spali się, ale nie do końca. Idealna proporcja do powietrza i paliwo odrzutowe wynosi 15:1 i nazywa się to mieszaniną stechiometryczną (poprawną chemicznie). Bardzo często spotyka się stosunek powietrza do paliwa wynoszący 60:1. W takim przypadku autor przedstawia stosunek powietrza do paliwa w postaci całkowitego natężenia przepływu powietrza, a nie strumienia powietrza pierwotnego wchodzącego do komory spalania. Jeżeli przepływ pierwotny stanowi 25% całkowitego przepływu powietrza, to stosunek 15:1 wynosi 25% stosunku 60:1. W lotniczych silnikach turbogazowych następuje przejście z mieszanki bogatej na mieszankę ubogą o proporcjach 10:1 podczas przyspieszania i 22:1 podczas zwalniania. Jeżeli silnik zużyje 25% całkowitego przepływu powietrza w strefie spalania, proporcje będą następujące: 48:1 podczas przyspieszania i 80:1 podczas zwalniania.

Gdy pilot przesunie dźwignię przepustnicy do przodu, wzrasta zużycie paliwa. Wzrost zużycia paliwa prowadzi do wzrostu zużycia gazu w komorze spalania, co z kolei zwiększa moc silnika. W silnikach turboodrzutowych i turbowentylatorowych (turbowentylatorowych) powoduje to wzrost ciągu. W silnikach HPT i turbowałowych zwiększy to moc wyjściową wału napędowego. Prędkość obrotowa śmigła albo wzrośnie, albo pozostanie niezmieniona wraz ze wzrostem skoku śmigła (kąta montażu jego łopat). Na ryc. 8. przedstawia wykres proporcji elementów układów paliwowo-powietrznych dla typowego lotniczego GTE. Wykres przedstawia stosunek powietrza do paliwa i prędkość wirnika przy wysokim ciśnieniu postrzeganą przez odśrodkowe urządzenie sterujące wagą, regulator prędkości wirnika o wysokim ciśnieniu.

Ryż. 8. Schemat pracy paliwo-powietrze

W trybie jałowym 20 części powietrza w mieszance znajduje się na linii stanu statycznego (ustalonego), a 15 części znajduje się w zakresie od 90 do 100% prędkości wirnika wysokiego ciśnienia.

W miarę wyczerpywania się silnika stosunek powietrza do paliwa 15:1 będzie się zmieniał wraz ze spadkiem (pogorszeniem) wydajności procesu sprężania powietrza. Ale dla silnika ważne jest, aby utrzymać wymagany wzrost ciśnienia i aby nie dochodziło do zgaśnięć. Gdy współczynnik wzrostu ciśnienia zaczyna spadać z powodu wyczerpania zasobów silnika, zanieczyszczenia lub uszkodzenia, aby przywrócić wymaganą wartość normalną, zwiększa się tryb pracy, zużycie paliwa i prędkość wału sprężarki. Rezultatem jest bogatsza mieszanka w komorze spalania. Później konserwatorzy mogą przeprowadzić wymagane czyszczenie, naprawę, wymianę sprężarki lub turbiny, jeśli temperatura zbliży się do limitu (wszystkie silniki mają własne limity temperatury).

W silnikach ze sprężarką jednostopniową główny regulator przepływu paliwa jest napędzany z wirnika sprężarki przez skrzynkę napędową. W silnikach dwu- i trzystopniowych główny regulator zużycia paliwa napędzany jest przez sprężarkę wysokociśnieniową.

1.2 Sterowniki elektroniczne

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

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

Prędkość obrotowa wirnika silnika (N c) - przekazywana jest do układu sterowania silnikiem bezpośrednio ze skrzyni biegów poprzez odśrodkowy regulator paliwa; służy do dozowania paliwa, zarówno w ustalonych warunkach pracy silnika, jak i podczas przyspieszania / zwalniania (czas przyspieszania większości statków powietrznych GTE z trybu biegu jałowego do trybu maksymalnego wynosi 5 ... 10 s);

Ciśnienie wlotowe silnika (p t 2) to całkowity sygnał ciśnienia przekazywany do miecha sterującego paliwem z czujnika zainstalowanego na wlocie silnika. Ten parametr służy do przesyłania informacji o prędkości i wysokości samolotu w przypadku zmiany warunków. środowisko przy wejściu do silnika;

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

Ciśnienie w komorze spalania (p b) to statyczny sygnał ciśnienia dla układu kontroli zużycia paliwa, wykorzystujący wprost proporcjonalną zależność między ciśnieniem w komorze spalania a masowym zużyciem powietrza w danym punkcie silnika. Jeśli ciśnienie w komorze spalania wzrośnie o 10%, masowy przepływ powietrza zwiększy się o 10%, a mieszek w komorze spalania zaprogramuje zwiększenie zużycia paliwa o 10%, aby utrzymać prawidłowy stosunek. "âîçäóõ - òîïëèâî ". Áûñòðîå ðåàãèðîâàíèå íà ýòîò ñèãíàë ïîçâîëÿåò èçáåæàòü ñðûâîâ ïîòîêà, ïëàìåíè è çàáðîñà òåìïåðàòóðû;

Temperatura wlotu (t t 2) - sygnał całkowitej temperatury na wlocie silnika do układu zarządzania paliwem. Czujnik temperatury jest połączony z systemem zarządzania paliwem za pomocą rurek, które rozszerzają się i kurczą w zależności od temperatury powietrza wchodzącego do silnika. Sygnał ten dostarcza systemowi sterowania silnikiem informację o wartości gęstości powietrza, na podstawie której można ustawić program dawkowania paliwa.

2 Uproszczony schemat kontroli zużycia paliwa (urządzenie hydromechaniczne)

Na ryc. 9 przedstawia uproszczony schemat układu sterowania GTE statku powietrznego. Dozuje paliwo według następującej zasady:

Część pomiarowa :przesunięcie dźwigni odcinającej paliwo (10) przed cyklem startowym otwiera zawór odcinający i umożliwia dopływ paliwa do silnika (rys. 9.). Dźwignia odcinająca jest wymagana, ponieważ ogranicznik minimalnego przepływu (11) zapobiega całkowitemu zamknięciu głównego zaworu sterującego. Taka konstrukcja jest konieczna w przypadku pęknięcia sprężyny regulacyjnej regulatora lub nieprawidłowego ustawienia ogranicznika biegu jałowego. Pełna pozycja tylnej przepustnicy odpowiada pozycji MG obok ogranicznika MG. Zapobiega to działaniu przepustnicy jako dźwigni odcinającej. Jak pokazano na rysunku, dźwignia odcinająca zapewnia również prawidłowy wzrost ciśnienia roboczego układu zarządzania paliwem podczas cyklu rozruchowego. Jest to konieczne, aby gruboziarniste paliwo nie dostało się do silnika wcześniej niż szacowany czas.

Paliwo z układu zasilania ciśnieniowego pompy głównej (8) kierowane jest do przepustnicy (iglicy dozującej) (4). Gdy paliwo przepływa przez otwór utworzony przez stożek zaworu, ciśnienie zaczyna spadać. Paliwo na drodze od przepustnicy do wtryskiwaczy uważa się za dozowane. W tym przypadku paliwo dozuje się wagowo, a nie objętościowo. wartość opałowa (masa opałowa) jednostki masy paliwa jest stała pomimo temperatury paliwa, natomiast wartość opałowa na jednostkę objętości nie. Paliwo dostaje się teraz do komory spalania w prawidłowej dawce.

Zasada dozowania paliwa według wagi jest matematycznie uzasadniona w następujący sposób:

Ryż. 9. Schemat hydromechanicznego regulatora paliwa

. (13)

gdzie: - masa zużytego paliwa, kg/s;

Współczynnik zużycia paliwa;

Przekrój głównego zaworu sterującego;

Różnica ciśnień w otworze.

Zakładając, że potrzebny jest tylko jeden silnik i wystarczy jeden otwór zaworu sterującego, nie będzie zmian we wzorze, ponieważ spadek ciśnienia pozostaje stały. Ale silniki lotnicze muszą zmienić tryby pracy.

Przy stale zmieniającym się zużyciu paliwa spadek ciśnienia na iglicy dozującej pozostaje niezmieniony, niezależnie od wielkości obszaru przepływu. Kierując dozowane paliwo na sprężynę membranową hydraulicznie sterowanego zaworu dławiącego, różnica ciśnień zawsze powraca do wartości napięcia sprężyny. Ponieważ siła dokręcania sprężyny jest stała, spadek ciśnienia w obszarze przepływu również będzie stały.

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

PRZYKŁAD: Ciśnienie paliwa niezmierzonego wynosi 350 kg/cm2; ciśnienie dozowanego paliwa wynosi 295 kg / cm 2; wartość dokręcenia sprężyny wynosi 56 kg/cm2. W tym przypadku ciśnienie po obu stronach membrany reduktora ciśnienia wynosi 350 kg/cm2. Przepustnica będzie w równowadze i omija nadmiar paliwa na wlocie pompy.

Jeśli pilot przesunie przepustnicę do przodu, otwór przepustnicy zwiększy się, podobnie jak przepływ dozowanego paliwa. Wyobraźmy sobie, że ciśnienie dozowanego paliwa wzrosło do 300 kg/cm2. Spowodowało to ogólny wzrost ciśnienia do 360 kg/cm 2; po obu stronach membrany zaworu, zmuszając zawór do zamknięcia. Zmniejszona ilość ominiętego paliwa pociągnie za sobą wzrost ciśnienia paliwa niezmierzonego dla nowej powierzchni przepływu 56 kg/cm 2; nie zostanie ponownie zainstalowany. Stanie się tak, ponieważ zwiększona prędkość doprowadzi do wzrostu zużycia paliwa przez pompę. Jak wspomniano wcześniej, różnica ciśnień ∆P będzie zawsze odpowiadać naprężeniu sprężyny zaworu nadmiarowego ciśnienia podczas równoważenia systemu.

Część obliczeniowa. Podczas pracy silnika ruch przepustnicy (1) powoduje, że osłona sprężyny przesuwnej przesuwa się w dół wzdłuż drążka serwozaworu i ściska sprężynę regulacyjną. W ten sposób podstawa sprężyny wymusza zbieżność ciężarków odśrodkowych, tak jakby prędkość wirnika turbosprężarki była niska. Zadaniem serwozaworu jest zapobieganie gwałtownemu ruchowi igły dozującej, gdy płyn znajdujący się w jej wnętrzu jest przemieszczany od dołu do góry. Załóżmy, że mechanizm mnożący ogniwo (3) pozostaje w tym czasie nieruchomy, wtedy suwak przesunie się w dół pochylonej płaszczyzny i w lewo. Poruszając się w lewo suwak naciska na zawór sterujący wbrew sile docisku jego sprężyny, zwiększając zużycie paliwa przez silnik. Wraz ze wzrostem zużycia paliwa wzrasta prędkość wirnika silnika, zwiększając prędkość napędu regulatora (5). Nowa siła z obrotu obciążników odśrodkowych równoważy się z siłą sprężyny regulacyjnej, gdy obciążniki odśrodkowe są w pozycji pionowej. Ciężarki są teraz w pozycji gotowej do zmiany prędkości.

Obciążniki odśrodkowe zawsze wracają do pozycji pionowej, aby być gotowym na następujące zmiany obciążenia:

a) Warunki nadmiernej prędkości:

zmniejsza się obciążenie silnika i przyspiesza;

odważniki odśrodkowe rozchodzą się, blokując dopływ pewnej ilości paliwa;

b) Warunki niedostatecznej prędkości:

obciążenie silnika wzrasta, a prędkość zaczyna spadać;

odważniki odśrodkowe zbiegają się, zwiększając zużycie paliwa;

silnik powraca do prędkości projektowej. Gdy obciążniki odśrodkowe są w pozycji pionowej, siła ich działania na sprężynę jest równoważona stopniem naprężenia sprężyny.

c) Przesuwanie przepustnicy (do przodu):

sprężyna regulacyjna jest ściśnięta, a obciążniki odśrodkowe zbiegają się w warunkach fałszywego spadku prędkości;

wzrasta zużycie paliwa, a ciężary zaczynają się rozchodzić, przyjmując pozycję równowagi z nową siłą naciągu sprężyny.

Uwaga: obciążniki odśrodkowe nie powrócą do swojej pierwotnej pozycji, dopóki przepustnica nie zostanie wyregulowana, ponieważ sprężyna regulacyjna napina teraz większą siłę. Nazywa się to błędem regulatora statycznego i wynika z niewielkiej utraty prędkości spowodowanej mechanizmami regulatora.

W wielu silnikach ciśnienie statyczne komory spalania jest użytecznym wskaźnikiem masowego przepływu powietrza. Znając masowy przepływ powietrza, można dokładniej kontrolować stosunek powietrza do paliwa. Wraz ze wzrostem ciśnienia w komorze spalania (p b) mieszek, który go odbiera, rozszerza się w prawo. Nadmierny ruch ogranicza ogranicznik ciśnienia w komorze spalania (6). Zakładając, że docisk serwozaworu pozostaje nieruchomy, mechanizm powielacza przesunie suwak w lewo, otwierając zawór sterujący w celu zwiększenia przepływu paliwa zgodnie ze zwiększonym masowym przepływem powietrza. Może się to zdarzyć podczas nurkowania, co spowoduje wzrost prędkości, prędkości głowy i masowego przepływu powietrza.

Wzrost ciśnienia wlotowego spowoduje rozszerzenie mieszka (7), które odbiera to ciśnienie, połączenie powielacza przesunie się w lewo i zawór sterujący otworzy się bardziej.

Gdy silnik jest zatrzymany, sprężyna strojenia rozszerza się w dwóch kierunkach, zmuszając przesuwną pokrywę do podnoszenia się w kierunku zatrzymania biegu jałowego i odpychając główny zawór sterujący od ogranicznika minimalnego przepływu paliwa. Przy następnym uruchomieniu silnika i zbliżaniu się do biegu jałowego obciążniki odśrodkowe regulatora podtrzymują przesuwną pokrywę na ograniczniku biegu jałowego, a także przesuwają zawór sterujący w kierunku ogranicznika minimalnego przepływu.

3.3 Hydropneumatyczne systemy zarządzania paliwem, HPT PT6 (układ paliwowy Bendix)

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

3.1 Pompa paliwa

Pompa paliwa 1 jest pompą wyporową napędzaną przez skrzynię biegów. Paliwo z pompy wspomagającej dostaje się do pompy paliwowej przez 74 mikronowy filtr wlotowy 2 (200 otworów), a następnie do komory roboczej. Stamtąd paliwo pod wysokim ciśnieniem kierowane jest do hydromechanicznego regulatora podawania paliwa przez filtr wyjściowy pompy 3 przez 10 mikronów. Jeśli filtr zostanie zatkany, zwiększona różnica ciśnień pokona siłę docisku sprężyny, uniesie zawór nadmiarowy z gniazda i pozwoli na przepływ niefiltrowanego paliwa. zawór bezpieczeństwa 4 i centralny kanał pompy przepuszczają niefiltrowane paliwo pod wysokim ciśnieniem z kół zębatych pompy do regulatora paliwa, gdy filtr wylotowy jest zatkany. Kanał wewnętrzny 5, pochodzący ze sterownika paliwa, zawraca paliwo obejściowe ze sterownika paliwa do wlotu pompy, omijając filtr wlotowy.

3.2 System zarządzania paliwem

System zarządzania paliwem składa się z trzech oddzielnych części o niezależnych funkcjach: hydromechanicznego regulatora dopływu paliwa (6), który określa program dopływu paliwa do silnika w stanie ustalonym i podczas przyspieszania; rozruchową jednostkę kontroli przepływu, która działa jako dystrybutor przepływu, który kieruje odmierzone paliwo z wyjścia hydromechanicznego regulatora do głównego kolektora paliwowego lub do głównego i wtórnego kolektora, w zależności od potrzeb. Śmigło ciągu do przodu i do tyłu jest sterowane przez blok regulatora, który składa się z normalnej sekcji regulatora śmigła (na rys. 10.) i ogranicznika prędkości maksymalnej turbiny wysokociśnieniowej. Turbina wysokociśnieniowa zabezpiecza turbinę przed nadmierną prędkością podczas normalnej pracy. Podczas zmiany ciągu nie działa regulator śmigła, a prędkość turbiny jest kontrolowana przez regulator turbiny wysokiego ciśnienia.

3.3 Hydromechaniczny regulator paliwa

Hydromechaniczny regulator paliwa montowany jest na pompie napędzanej silnikiem i obraca się z prędkością proporcjonalną do prędkości obrotowej wirnika niskiego ciśnienia. Hydromechaniczny regulator paliwa określa program dostarczania paliwa do silnika, aby wytworzyć wymaganą moc i kontrolować prędkość wirnika niskiego ciśnienia. Moc silnika zależy bezpośrednio od prędkości wirnika przy niskim ciśnieniu. Regulator hydromechaniczny kontroluje tę częstotliwość, a tym samym moc silnika. Prędkość wirnika niskiego ciśnienia jest kontrolowana poprzez regulację ilości paliwa dostarczanego do komory spalania.

Część pomiarowa. Paliwo wpływa do regulatora hydromechanicznego pod ciśnieniem p 1 generowanym przez pompę. Zużycie paliwa ustawia się za pomocą głównej przepustnicy (9) i iglicy dozującej (10). Niedozowane paliwo pod ciśnieniem p 1 z pompy podawane jest na wlot zaworu sterującego. Ciśnienie paliwa bezpośrednio za zaworem sterującym nazywane jest odmierzonym ciśnieniem paliwa (p 2). Zawór dławiący utrzymuje stałą różnicę ciśnień (p 1 - p 2) na zaworze regulacyjnym. Obszar przepływu igły dozującej będzie się różnić, aby spełnić specyficzne wymagania silnika. Nadmiar paliwa w stosunku do tych wymagań z wylotu pompy paliwa będzie odprowadzany przez otwory wewnątrz regulatora hydromechanicznego i pompy do wlotu filtra wlotowego (5). Igła dozująca składa się ze szpulki, która pracuje w wydrążonym rękawie. Zawór jest uruchamiany przez membranę i sprężynę. Podczas pracy siła sprężyny jest równoważona różnicą ciśnień (p 1 -p 2) na membranie. Zawór obejściowy zawsze będzie w stanie utrzymać różnicę ciśnień (p 1 -p 2) i obejść nadmiar paliwa.

Zawór bezpieczeństwa montowany jest równolegle do zaworu obejściowego, aby zapobiec wzrostowi nadciśnienia p 1 w regulatorze hydromechanicznym. Zawór jest obciążony sprężyną w celu zamknięcia i pozostaje zamknięty, dopóki ciśnienie paliwa p 1 na wlocie przekroczy siłę docisku sprężyny i otworzy zawór. Zawór zamknie się, gdy tylko ciśnienie wlotowe spadnie.

Przepustnica 9 składa się z wyprofilowanej igły pracującej w tulei. Zawór dławiący reguluje zużycie paliwa poprzez zmianę obszaru przepływu. Zużycie paliwa jest tylko funkcją położenia wskazówki dozującej, ponieważ przepustnica utrzymuje stałą różnicę ciśnień w obszarze przepływu niezależnie od różnicy ciśnienia paliwa na wlocie i wylocie.

Kompensację zmian ciężaru właściwego spowodowanych zmianami temperatury paliwa zapewnia bimetaliczna płyta pod sprężyną przepustnicy.

Pneumatyczna część obliczeniowa. Przepustnica jest połączona z programową krzywką prędkości, która osłabia ciąg wewnętrzny wraz ze wzrostem mocy. Dźwignia regulatora obraca się wokół osi i jeden jej koniec znajduje się naprzeciwko otworu, tworząc zawór regulatora 13. Dźwignia wzbogacania 14 obraca się na tej samej osi co dźwignia regulatora i posiada dwa przedłużenia, które zasłaniają część dźwigni regulatora w w taki sposób, że po pewnym ruchu luka między nimi zamyka się, a obie dźwignie poruszają się razem. Dźwignia wzbogacania wbija rowkowany kołek, który działa przeciwko zaworowi wzbogacania. Kolejna mniejsza sprężyna łączy ramię wzbogacania z ramieniem regulatora.

Zaprogramowana krzywka prędkości kieruje siłę naciągu sprężyny nastawczej 15 przez dźwignię pośrednią, która z kolei przekazuje siłę do zamknięcia zaworu regulacyjnego. Sprężyna wzbogacająca 16, która znajduje się pomiędzy dźwigniami wzbogacania i regulatora, wytwarza siłę do otwarcia zaworu wzbogacania.

Podczas obracania się wału napędowego, obraca się zespół, na którym zamontowane są przeciwwagi regulatora. Małe dźwignie po wewnętrznej stronie obciążników stykają się z suwakiem regulatora. Wraz ze wzrostem prędkości wirnika przy niskim ciśnieniu siła odśrodkowa zmusza ciężarki do wywierania większego obciążenia na szpulę. To powoduje, że szpula przesuwa się na zewnątrz wzdłuż wału, działając na dźwignię wzbogacania. Siła obciążników odśrodkowych pokonuje napięcie sprężyny, zawór regulacyjny otwiera się, a zawór wzbogacania zamyka.

Zawór wzbogacania zaczyna się zamykać przy każdym wzroście prędkości wirnika niskiego ciśnienia, wystarczającym do pokonania siły docisku mniejszej sprężyny przez obciążniki odśrodkowe. Jeśli obroty wirnika niskiego ciśnienia będą nadal rosły, dźwignia wzbogacania będzie nadal się poruszać, aż dotknie dźwigni regulatora, w którym to momencie zawór wzbogacania zostanie całkowicie zamknięty. Zawór regulatora otworzy się, jeśli prędkość wirnika niskiego ciśnienia wzrośnie na tyle, że grawitacja pokona siłę docisku większej sprężyny. W takim przypadku zawór regulatora będzie otwarty, a zawór bogaty będzie zamknięty. Zawór wzbogacania zamyka się ze wzrostem prędkości, aby utrzymać stałe ciśnienie powietrza roboczego.

Poniżej. Montaż mieszków, ryc. 11 składa się z mieszka podciśnieniowego (18) i mieszka regulatora (19), połączonych wspólnym prętem. Mieszek podciśnieniowy zapewnia pełny pomiar ciśnienia Mieszek regulatora jest umieszczony w zespole mieszka i spełnia tę samą funkcję, co membrana. Ruch mieszków jest przenoszony na zawór sterujący 9 za pomocą wałka poprzecznego i odpowiednich dźwigni 20.

Rurę mocuje się w uformowanym korpusie od przeciwległego końca za pomocą tulei regulacyjnej. Dlatego każdy ruch obrotowy wałka poprzecznego spowoduje wzrost lub spadek siły w drążku skrętnym (część rurowa o dużej odporności na skręcanie). Drążek skrętny tworzy uszczelnienie pomiędzy sekcjami powietrza i paliwa systemu. Pręt skrętny jest umieszczony wzdłuż zespołu mieszka, aby przenosić siłę zamykającą zawór sterujący. Mieszek działa przeciw tej sile, otwierając zawór sterujący. Ciśnienie p y jest dostarczane z zewnątrz do mieszka regulatora. Ciśnienie p x dostarczane jest od wewnątrz do mieszka regulatora oraz z zewnątrz do mieszka podciśnienia.

Dla jasności funkcjonalnego przeznaczenia mieszków regulatora pokazano na ryc. 11 jako przepona. Ciśnienie p y jest dostarczane z jednej strony membrany, a p x z drugiej. Ciśnienie p x jest również przykładane do mieszka podciśnieniowego przymocowanego do membrany. Obciążenie ciśnieniem p x działające przeciwnie do mieszków próżniowych jest wygaszane przez przyłożenie równego ciśnienia do tej samej strefy membrany, ale w przeciwnym kierunku.

Wszystkie obciążenia ciśnieniowe działające na część mieszka można zredukować do sił działających tylko na membranę. Te siły to:

ciśnienie P y działające na całej powierzchni górnej części;

ciśnienie wewnętrzne mieszka podciśnieniowego działające na dolną powierzchnię (wewnątrz obszaru tłumienia ciśnienia);

ciśnienie p x działające na pozostałą część powierzchni.

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

Ciśnienia p x i p y zmieniają się wraz ze zmieniającymi się warunkami pracy silników. Gdy oba ciśnienia wzrastają w tym samym czasie, na przykład podczas przyspieszania, ruch mieszka w dół spowoduje ruch zaworu kierunkowego w lewo, w kierunku otwierania. Gdy p y rozładowuje zawór regulacyjny, po osiągnięciu żądanej częstotliwości

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

Gdy oba ciśnienia jednocześnie spadają, mieszek porusza się w górę, zmniejszając obszar przepływu zaworu sterującego, ponieważ mieszek podciśnieniowy działa wtedy jak sprężyna. Dzieje się tak podczas zwalniania, gdy ciśnienie p y odciąża zawór regulatora, a ciśnienie p x odciąża zawór wzbogacania, wymuszając ruch zaworu kierunkowego w kierunku ogranicznika przepływu minimalnego.

Ryż. 10. Hydropneumatyczny układ sterowania paliwem TVD RT6

Ryż. 11. Funkcjonalna membrana zespołu mieszkowego

Wysokociśnieniowy regulator turbiny (N 2). Wysokociśnieniowy blok regulatora prędkości wirnika N 2 jest częścią regulatora prędkości śmigła. Wyczuwa ciśnienie p y przez wewnętrzny przewód pneumatyczny 21, który biegnie od korpusu jednostki sterującej paliwem do regulatora. W przypadku przeregulowania turbiny wysokociśnieniowej pod działaniem obciążników odśrodkowych, otwór obejściowy powietrza (22) w bloku regulatora (N 2) otworzy się, aby uwolnić ciśnienie р у przez regulator. Kiedy tak się dzieje, ciśnienie py działa przez mieszek sterujący paliwa na zaworze sterującym, tak że zaczyna się on zamykać, zmniejszając zużycie paliwa. Zmniejszenie zużycia paliwa zmniejsza prędkość obrotową wirników niskiego i wysokiego ciśnienia. Prędkość, z jaką otwiera się obejście, zależy od ustawienia dźwigni sterującej regulatora śrubowego (22) oraz dźwigni powrotu wysokiego ciśnienia 24. Prędkość turbiny wysokiego ciśnienia oraz prędkość śmigła są ograniczone przez regulator N2.

Uruchom jednostkę sterującą. Jednostka sterująca startem (7) (rys. 12) składa się z korpusu zawierającego wydrążony nurnik (25), który działa wewnątrz półkorpusu. Ruch obrotowy wahacza drążka sterującego 26 jest przekształcany w ruch liniowy nurnika za pomocą mechanizmu zębatkowego. Szczeliny regulacyjne zapewniają pozycje pracy 45° i 72°. Jedna z tych pozycji, w zależności od instalacji, służy do ustawienia systemu dźwigni w kabinie.

Zawór minimalnego ciśnienia (27), znajdujący się na wlocie jednostki sterującej startem, utrzymuje minimalne ciśnienie w jednostce, aby zapewnić obliczoną dawkę paliwa. Podwójne kolektory, które są wewnętrznie połączone przez zawór obejściowy (28), mają dwa połączenia. Zawór ten umożliwia wstępne napełnienie głównego kolektora nr 1 w celu uruchomienia i jeśli ciśnienie w bloku wzrośnie, zawór obejściowy otworzy się, umożliwiając przepływ paliwa do wtórnego kolektora nr 2.

Gdy dźwignia znajduje się w położeniu wyłączenia i rozładunku (0º) (rys. 13, a), dopływ paliwa do obu kolektorów jest zablokowany. W tym czasie otwory spustowe (poprzez otwór w tłoku) pokrywają się z otworem „nadmiarowym” i wypuszczają pozostałe paliwo z kolektorów na zewnątrz. Zapobiega to zagotowaniu paliwa i koksowaniu układu podczas pochłaniania ciepła. Paliwo dostające się do skrzyni korbowej po zatrzymaniu silnika kierowane jest przez obejście do wlotu pompy paliwa.

Gdy dźwignia znajduje się w pozycji roboczej (ryc. 13, b), wylot kolektora nr 1 jest otwarty, a obejście jest zablokowane. Podczas przyspieszania silnika zużycie paliwa i ciśnienie w kolektorze będą wzrastać do momentu otwarcia zaworu obejściowego i napełnienia kolektora nr 2. Gdy kolektor nr 2 jest pełny, całkowite zużycie paliwa wzrosło o ilość paliwa przekazanego do układu nr 2, a silnik nadal przyspiesza do biegu jałowego. Gdy dźwignia zostanie przesunięta poza pozycję roboczą (45° lub 72°) do maksymalnego zatrzymania (90°), sterownik rozruchu nie ma już wpływu na dawkowanie paliwa w silniku.

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

1. Rozruch silnika. Cykl rozruchu silnika jest inicjowany przez przestawienie przepustnicy w położenie biegu jałowego i dźwignię sterowania rozruchem w położenie wyłączone. Zapłon i rozrusznik są włączone, a po osiągnięciu wymaganej prędkości wirnika LP dźwignia sterowania rozruchem przesuwa się do pozycji roboczej. Pomyślny zapłon w normalnych warunkach osiągany jest w ciągu około 10 sekund. Po udanym zapłonie silnik rozpędza się do biegu jałowego.

Podczas sekwencji rozruchowej zawór sterujący zarządzania paliwem znajduje się w położeniu niskiego przepływu. Podczas przyspieszania wzrasta ciśnienie na wylocie sprężarki (P3). P x i P y podczas przyspieszania rosną jednocześnie (P x = P y). Wzrost ciśnienia jest wykrywany przez mieszek 18, co wymusza większe otwarcie zaworu sterującego. Gdy wirnik LP osiąga obroty biegu jałowego, siła z przeciwwag zaczyna przekraczać siłę docisku sprężyny regulatora i otwiera zawór regulatora 13. Powoduje to powstanie różnicy ciśnień (P y - P x), która wymusza działanie zaworu regulacyjnego zamknąć do wymaganego zużycia paliwa gazowego.

Wszelkie odchylenia prędkości wirnika silnika od wybranej (częstotliwość biegu jałowego) będą odbierane przez obciążniki odśrodkowe regulatora, w wyniku czego siła działająca od strony obciążników będzie wzrastać lub maleć. Zmiany w odśrodkowej sile ciężaru spowodują ruch zaworu regulującego, co z kolei spowoduje zmianę zużycia paliwa w celu przywrócenia dokładnych obrotów na minutę.

Ryż. 12. Uruchom jednostkę sterującą

Podkręcanie. Gdy przepustnica 12 zostanie przesunięta poza położenie jałowe, siła docisku sprężyny regulatora wzrasta. Siła ta pokonuje siłę oporu obciążników odśrodkowych i przesuwa dźwignię, zamykając zawór regulacyjny i otwierając zawór wzbogacania. Ciśnienia Px i Py natychmiast rosną i powodują ruch zaworu regulacyjnego w kierunku otwierania. Przyspieszenie jest ponadto funkcją wzrostu (P x = P y).

Wraz ze wzrostem zużycia paliwa wirnik niskiego ciśnienia przyspieszy. Gdy osiągnie punkt prędkości projektowej (około 70 do 75%), siła z obciążników odśrodkowych pokonuje opór sprężyny zaworu wzbogacania i zawór zaczyna się zamykać. Kiedy zawór wzbogacania zaczyna się zamykać, ciśnienia Px i Py rosną, powodując wzrost prędkości miecha regulatora i zaworu sterującego, co pozwala na zwiększenie prędkości zgodnie z programem przyspieszania paliwa.

Wraz ze wzrostem prędkości obrotowej wirników LP i HP regulator śruby napędowej zwiększa skok śruby, aby sterować pracą wirnika HP przy wybranej częstotliwości i akceptować zwiększoną moc jako dodatkowy ciąg. Przyspieszenie kończy się, gdy siła od ciężarków odśrodkowych ponownie przezwycięży naprężenie sprężyny regulatora i otworzy zawór regulatora.

Dostosowanie. Po zakończeniu cyklu przyspieszania każde odchylenie prędkości wirnika silnika od wybranej będzie odczuwalne przez obciążniki odśrodkowe i wyrażone wzrostem lub spadkiem siły działania od strony obciążników. Ta zmiana wymusi otwarcie lub zamknięcie zaworu regulacyjnego, a następnie przełoży się na regulację zużycia paliwa niezbędną do przywrócenia dokładnych obrotów. Podczas procesu regulacji zawór będzie utrzymywany w pozycji regulacyjnej lub „pływającej”.

Kompensacja wysokości. W tym systemie zarządzania paliwem kompensacja wysokości jest automatyczna, ponieważ mieszek podciśnieniowy 18 zapewnia referencyjne ciśnienie bezwzględne. Ciśnienie wylotowe sprężarki P 3 jest miarą prędkości silnika i gęstości powietrza. P x jest proporcjonalne do ciśnienia na wylocie sprężarki, będzie się zmniejszać wraz ze spadkiem gęstości powietrza. Ciśnienie jest wykrywane przez mieszek podciśnieniowy, który działa na rzecz zmniejszenia zużycia paliwa.

Ograniczenie mocy turbiny. Blok regulatora wirnika HP, który jest częścią regulatora śmigła, wyczuwa ciśnienie Py wzdłuż linii z jednostki sterującej paliwem. W przypadku przeregulowania turbiny wysokiego ciśnienia otwiera się otwór obejściowy bloku regulatora, aby uwolnić ciśnienie Py przez regulator śrubowy. Spadek ciśnienia Py spowoduje ruch sterownika paliwa w kierunku zamknięcia zaworu sterującego, zmniejszając zużycie paliwa i prędkość generatora gazu.

Zatrzymanie silnika. Silnik zatrzymuje się po przesunięciu dźwigni sterowania korbą do pozycji wyłączonej. Ta czynność przesuwa ręcznie obsługiwany tłok do pozycji wyłączenia i rozładunku, całkowicie zatrzymując zużycie paliwa i usuwając resztki paliwa z podwójnego kolektora.

4 Bendix DP-L2 system kontroli zużycia paliwa (urządzenie hydropneumatyczne)

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

Paliwo dostarczane jest do regulatora z pompy ciśnieniowej (P 1) do wlotu zaworu dozującego. Do ustawienia natężenia przepływu paliwa wymagany jest zawór dozujący połączony z zaworem obejściowym. Paliwo za zaworem sterującym ma ciśnienie P 2. Zawór przelewowy utrzymuje stałą różnicę ciśnień (P 1 -P 2).

Elementy / funkcje:

paliwo wsadowe - pochodzi ze zbiornika paliwa;

filtr - ma grubą siateczkę, samoopróżniający się;

pompa zębata - dostarcza paliwo o ciśnieniu P 1;

Filtr - posiada siateczkę z małym stopniem (filtr drobny);

zawór bezpieczeństwa - zapobiega wzrostowi ciśnienia P 1 nadmiaru paliwa na wylocie pompy i wspomaga regulator różnicy ciśnień podczas gwałtownego hamowania;

regulator różnicy ciśnień - mechanizm hydrauliczny, który omija nadmiar paliwa (P 0) i utrzymuje stałą różnicę ciśnień (P 1 - P 2) wokół zaworu sterującego.

bimetaliczne tarcze temperatury paliwa - automatycznie kompensują zmiany ciężaru właściwego poprzez zmianę temperatury paliwa; można ręcznie dostosować do różnych ciężarów właściwych paliwa lub zastosowania innych rodzajów paliwa;

Zawór dozujący - dozuje paliwo pod ciśnieniem Р 2 do wtryskiwaczy paliwa; umieszczony z drążkiem skrętnym łączącym mieszek z igłą dozującą;

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

Ogranicznik maksymalnego przepływu - ustawia maksymalną prędkość wirnika zgodnie z wartością graniczną silnika;

Zespół dwumieszkowy – regulator miechowy wyczuwa ciśnienia Px i Py, pozycjonuje mechaniczną skrzynię biegów, zmienia program podawania paliwa i obroty silnika. Miech zwalniający rozszerza się aż do zatrzymania, gdy ciśnienie P y spada, aby zmniejszyć prędkość obrotową silnika;

czujnik temperatury - bimetaliczne tarcze wykrywają temperaturę na wlocie do silnika T 2, aby kontrolować ciśnienie miechów P x;

zawór wzbogacania - przejmuje ciśnienie sprężarki P c i kontroluje ciśnienie zespołu dwumieszkowego P x i P y; zamyka się z rosnącą prędkością, aby utrzymać w przybliżeniu takie samo ciśnienie robocze;

Regulator wirnika HP - odważniki odśrodkowe są wyciskane przez siłę odśrodkową przy wzroście prędkości wirnika; zmienia to ciśnienie P y;

Przepustnica - tworzy obciążenie do pozycjonowania regulatora.

Funkcja sterowania :

Pompa paliwowa podaje niedomierzone paliwo o ciśnieniu P 1 do regulatora podawania.

Ciśnienie P opada wokół otworu zaworu sterującego w taki sam sposób, jak opisano wcześniej na uproszczonym schemacie hydromechanicznego regulatora podawania paliwa (rys. 9). Ciśnienie P 1 zamieniane jest na P 2, które dostarczane jest do silnika i ma wpływ na pracę zaworu redukcyjnego, zwanego tutaj regulatorem różnicy ciśnień.

Paliwo, które jest omijane z powrotem do wlotu pompy, jest oznaczone jako P 0. Strumień utrzymuje ciśnienie P0 większe niż ciśnienie paliwa na wlocie pompy.

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

Paliwo, które jest omijane z powrotem do wlotu pompy, jest oznaczone jako P 0. Strumień utrzymuje ciśnienie P0 większe niż ciśnienie paliwa na wlocie pompy.

Sekcja pneumatyczna zasilana jest ciśnieniem z wylotu sprężarki Pc. Po zmianie zamienia się w ciśnienia Px i Py, które pozycjonują główny zawór sterujący.

Gdy przepustnica jest przesunięta do przodu:

a) obciążniki odśrodkowe zbiegają się, a siła docisku sprężyny regulacyjnej okazuje się większa niż opór obciążników;

b) zawór regulatora przestaje omijać Ry;

c) zawór wzbogacania zaczyna się zamykać, zmniejszając P s (gdy zawór obejściowy P y jest zamknięty, tak duże ciśnienie nie jest wymagane);

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

e) P y ciśnienie staje się dominujące (rys. 11), mieszek podciśnieniowy i docisk mieszków regulatora są przesunięte w dół; przepona umożliwia taki ruch;

f) Mechaniczna skrzynia biegów obraca się w kierunku przeciwnym do ruchu wskazówek zegara i otwiera się główny zawór sterujący;

g) wraz ze wzrostem prędkości obrotowej silnika ciężary odśrodkowe rozchodzą się, a zawór regulacyjny otwiera się, aby ominąć Р;

g) Zawór wzbogacania otwiera się ponownie i ciśnienie Px wzrasta do wartości ciśnienia Py;

h) Spadek ciśnienia P y sprzyja ruchowi w kierunku przeciwnym do miecha regulatora i ciągu;

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

Gdy przepustnica jest hamowana na biegu jałowym:

a) obciążniki odśrodkowe są wyciśnięte, ze względu na dużą prędkość obrotową siła z obciążników jest większa niż dokręcenie sprężyny regulacyjnej;

b) zawór regulatora otwierając się, uwalnia ciśnienie Р у, zawór bezpieczeństwa jest również sprężany w celu uwolnienia dodatkowego ciśnienia Р у;

c) Otwiera się zawór wzbogacania, wpuszczając powietrze o podwyższonym ciśnieniu P x;

d) Ciśnienie P x ​​​​sprzyja rozszerzaniu się regulatora i hamowaniu miechowi do zatrzymania, nacisk regulatora również wzrasta, a główny zawór sterujący zaczyna się zamykać;

e) ciśnienie Px maleje wraz ze spadkiem prędkości wirnika silnika, ale mieszek podciśnieniowy utrzymuje ciąg regulatora w górnym położeniu;

f) Gdy prędkość spada, obciążniki odśrodkowe zbiegają się, zamykając obejście powietrza ciśnieniem Py i zaworem bezpieczeństwa;

g) Zawór wzbogacania również zaczyna się zamykać, ciśnienie Py wzrasta w stosunku do Px;

g) mieszek zwalniający opada, zawór sterujący lekko się otwiera, prędkość wirnika stabilizuje się.

Gdy temperatura powietrza na zewnątrz wzrasta w dowolnym stałym położeniu przepustnicy:

a) Czujnik T 12 rozpręża się w celu zmniejszenia obejścia powietrza przy ciśnieniu Px i ustabilizowania go na niskim ciśnieniu Pc, przy zachowaniu położenia miecha podciśnieniowego i zachowaniu zadanego programu przyspieszania; następnie. czas przyspieszania od biegu jałowego do startu pozostaje taki sam zarówno przy podwyższonych temperaturach zewnętrznych, jak i przy niskich temperaturach.

5 Elektroniczny system programowania podawania paliwa

Systemy dozowania paliwa z funkcjami elektronicznymi nie były w przeszłości stosowane tak szeroko, jak hydromechaniczne i hydropneumatyczne. W ostatnich latach większość nowych silników opracowanych dla lotnictwa komercyjnego i biznesowego została wyposażona w elektroniczne regulatory. Regulator elektroniczny to urządzenie hydromechaniczne z dodatkowym załączaniem czujników elektronicznych. Obwody elektroniczne zasilane są z autobusu samolotu lub z własnego dedykowanego alternatora i analizują parametry pracy silnika, takie jak temperatura spalin, ciśnienie na torze, prędkość obrotowa silnika. Zgodnie z tymi parametrami, elektroniczna część systemu dokładnie oblicza wymagane zużycie paliwa.

5.1 Przykład systemu (Rolls Royce RB-211)

RB-211 to duży trzystopniowy silnik turboodrzutowy. Posiada elektroniczny regulator sterujący wchodzący w skład hydromechanicznego systemu programowania podawania paliwa. Wzmacniacz elektronicznej jednostki sterującej chroni silnik przed przekroczeniem temperatury, gdy silnik pracuje w trybie startu. W każdych innych warunkach pracy regulator paliwa działa tylko dla układu hydromechanicznego.

Analiza ryc. 14 widać, że wzmacniacz regulatora odbiera sygnały na wejściu z LPT oraz dwie prędkości obrotowe sprężarek LP i HP.

Regulator pracuje według hydromechanicznego programu podawania paliwa do momentu zbliżenia się mocy silnika do maksymalnej, wówczas wzmacniacz regulatora elektronicznego zaczyna pełnić funkcję ogranicznika dopływu paliwa.

Ryż. 14. Układ paliwowy z elektronicznym regulatorem sterującym programem dozowania paliwa

Regulator różnicy ciśnień w tym układzie pełni rolę zaworu redukcyjnego ciśnienia w uproszczonym schemacie hydromechanicznego regulatora podawania paliwa na rys. 10, Gdy moc silnika zbliży się do maksymalnej i zostanie osiągnięta zadana temperatura gazu w turbinie oraz prędkość obrotowa wału sprężarki, regulator różnicy ciśnień zmniejsza zużycie paliwa do wtryskiwaczy paliwa, paliwa do wlotu pompy. Regulator dopływu paliwa w tym układzie działa jak urządzenie hydromechaniczne, odbierające sygnały o prędkości wirnika HPC, ciśnieniu na ścieżce (P 1, P 2, P 3) oraz położeniu przepustnicy.

Jak wynika z ryc. 14, regulator paliwa otrzymuje z silnika następujące sygnały w celu stworzenia programu dostarczania paliwa:

kąt montażu przepustnicy;

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

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

p 4 - ciśnienie całkowite na wylocie pompy podwyższającej ciśnienie;

N 3 - RPM wirnika HPC;

N 1 - prędkość obrotowa wirnika LPC (wentylatora);

N 2 - prędkość wirnika sprężarki pośredniej;

temperatura gazu w turbinie (na wylocie LPP);

polecenia do blokowania funkcji wzmacniacza regulatora;

wzbogacenie - wspomaganie zasilania paliwem służy do uruchamiania silnika, gdy temperatura na zewnątrz jest poniżej 0 °.

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

Zgodnie ze schematem na ryc. 15 komputer elektroniczny otrzymuje następujące sygnały wejściowe:

N 1 - prędkość wentylatora;

N 2 - prędkość obrotowa wirnika sprężarki pośredniej:

N 3 - prędkość wirnika sprężarki wysokiego ciśnienia;

Тt 2 - całkowita temperatura na wlocie silnika;

Тt 8 - temperatura na wlocie HPP;

pt 2 - całkowite ciśnienie wlotowe;

moc wejściowa - 28 VDC;

alternator z magnesami trwałymi;

kąt montażu przepustnicy;

pozycja VNA;

Ps 6 - ciśnienie statyczne na wylocie HPP.

Ryż. 15. Elektroniczny regulator układu paliwowego z pełną kontrolą programu podawania paliwa

Elektroniczna część regulatora paliwa analizuje dane wejściowe i wysyła polecenia do jednostki BHA i programuje dopływ paliwa przez hydromechaniczną część regulatora paliwa.

Producenci twierdzą, że system ten w pełni i dokładniej kontroluje program dostarczania paliwa niż porównywalny system hydromechaniczny. Chroni również silnik od rozruchu do startu przed przekroczeniem temperatury i obrotów, gaśnięciem podczas gwałtownego przyspieszania, stale monitorując temperaturę na wlocie HPT i inne ważne parametry silnika.

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

Silnik CFM56-7B (rys. 16) pracuje z wykorzystaniem systemu znanego jako FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Sprawuje pełną kontrolę nad systemami silnika w odpowiedzi na polecenia wejściowe z systemów statku powietrznego. FADEC dostarcza również informacje do systemów statku powietrznego dla wyświetlaczy w kokpicie, monitorowania silnika, raportowania konserwacji i rozwiązywania problemów.

System FADEC realizuje następujące funkcje:

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

monitoruje parametry silnika podczas cyklu rozruchowego i zapobiega przekroczeniu maksymalnej temperatury gazu w turbinie;

kontroluje trakcję zgodnie z dwoma trybami: ręcznym i automatycznym;

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

steruje dwoma elektromagnesami blokującymi przepustnicę.

Elementy systemu FADEC. System FADEC składa się z:

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

jednostka hydromechaniczna, która przetwarza sygnały elektryczne z regulatora elektronicznego na ciśnienie w napędach zaworów i siłownikach silnika;

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

Interfejs samolot / regulator elektroniczny (rys. 16). Systemy statku powietrznego dostarczają do regulatora elektronicznego informacje o ciągu silnika, poleceniach sterowania oraz stanie i warunkach lotu statku powietrznego, jak opisano poniżej:

Informacja o położeniu przepustnicy podawana jest do elektronicznego regulatora w postaci sygnału elektrycznego o kącie niewspółosiowości. Podwójny przetwornik jest mechanicznie połączony z manetkami w kokpicie.

Informacje o locie, polecenia silnika docelowego i dane są przesyłane do każdego silnika z elektronicznego wyświetlacza samolotu za pośrednictwem magistrali ARINC-429.

Selektywne dyskretne sygnały statku powietrznego i sygnały informacyjne są przesyłane przez okablowanie do sterownika elektronicznego.

Sygnały o odwróconym położeniu silnika są przesyłane przewodami do elektronicznego regulatora.

Elektroniczny regulator wykorzystuje informacje o dyskretnym przepływie powietrza i konfiguracji lotu (położenie na ziemi / lot i położenie klap) ze statku powietrznego, aby skompensować tryb pracy i jako podstawę do zaprogramowania dostarczania paliwa podczas przyspieszania.

Interfejsy FADEC System FADEC jest systemem z wbudowanym sprzętem testowym. Oznacza to, że jest w stanie wykryć własny błąd wewnętrzny lub zewnętrzny. Aby wykonać wszystkie swoje funkcje, system FADEC jest połączony z komputerami statku powietrznego za pomocą kontrolera elektronicznego.

Regulator elektroniczny odbiera polecenia z wyświetlacza statku powietrznego ogólnego systemu wyświetlacza, który jest interfejsem między regulatorem elektronicznym a systemami statku powietrznego. Obie jednostki systemu wyświetlania dostarczają z systemu generowania sygnałów o całkowitym i statycznym ciśnieniu w locie oraz komputera sterującego lotem następujące dane:

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

Pozycja kąta przepustnicy.

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

Projekt FADEC. System FADEC jest w pełni redundantny, zbudowany na dwukanałowym sterowniku elektronicznym. Zawory i siłowniki są wyposażone w podwójne czujniki, które przekazują informację zwrotną do regulatora. Wszystkie monitorowane sygnały wejściowe są dwukierunkowe, ale niektóre parametry używane do monitorowania i sygnalizacji są jednokierunkowe.

Aby poprawić niezawodność systemu, wszystkie sygnały wejściowe z jednego kanału są przesyłane do drugiego za pośrednictwem połączenia skrośnego danych. Gwarantuje to, że oba kanały pozostaną funkcjonalne, nawet jeśli ważne sygnały wejściowe dla jednego z kanałów zostaną uszkodzone.

Oba kanały A i B są identyczne i działają w sposób ciągły, ale niezależnie od siebie. Oba kanały zawsze odbierają sygnały wejściowe i przetwarzają je, ale tylko jeden kanał, zwany aktywnym sterowaniem, generuje sygnały sterujące. Drugi kanał jest nadmiarowy.

Po podaniu napięcia na regulator elektroniczny podczas pracy wybierany jest kanał aktywny i rezerwowy. Wbudowany system sprzętu testującego identyfikuje i izoluje awarie lub kombinacje awarii w celu utrzymania stanu łącza i przekazywania danych obsługowych do systemów statku powietrznego. Wybór kanałów aktywnych i zapasowych opiera się na kondycji kanałów, każdy kanał ustawia swój własny status kondycji. Najbardziej sprawny jest wybrany jako aktywny.

Gdy oba kanały mają ten sam stan sprawności, wybór kanału aktywnego i zapasowego zmienia się za każdym razem, gdy silnik jest uruchamiany, gdy prędkość wirnika niskiego ciśnienia przekroczy 10 990 obr./min. Jeśli łącze jest uszkodzone i aktywne łącze nie jest w stanie wykonać funkcji sterowania silnikiem, system przechodzi w tryb awaryjny, aby chronić silnik.

Działanie regulatora sprzężenia zwrotnego. Elektroniczny regulator wykorzystuje sterowanie w pętli zamkniętej, aby w pełni kontrolować różne systemy silnika. Regulator wylicza pozycję dla elementów systemu, nazywaną komendą. Następnie regulator wykonuje operację porównania polecenia z rzeczywistą pozycją elementu, zwaną sprzężeniem zwrotnym, i oblicza różnicę, zwaną żądaniem.

Regulator elektroniczny wysyła sygnały do ​​elementów (zaworów, napędów) poprzez serwozawór elektrohydrauliczny urządzenia hydromechanicznego, powodując ich ruch. Gdy zawór lub siłownik systemu zostanie poruszony, regulator elektroniczny otrzymuje sygnał o położeniu elementu poprzez sprzężenie zwrotne. Proces będzie powtarzany aż do zatrzymania zmiany położenia elementów.

Parametry wejściowe. Wszystkie czujniki są podwójne z wyjątkiem T 49.5 (temperatura spalin), T 5 (temperatura na wylocie turbiny LP), Ps 15 (ciśnienie statyczne na wylocie wentylatora), P 25 (całkowita temperatura na wlocie HPC) i WF (paliwo konsumpcja). Czujniki T 5, Ps 15 i P 25 są opcjonalne i nie są instalowane w każdym silniku.

Aby wykonać obliczenia, każdy kanał sterownika elektronicznego otrzymuje wartości swoich parametrów oraz wartości parametrów drugiego kanału poprzez przekrój transmisji danych. Obie grupy wartości są sprawdzane pod kątem wiarygodności przez program testowy w każdym kanale. Do użycia wybierana jest prawidłowa wartość, w zależności od wyniku ufności przy każdym odczycie lub używana jest średnia z obu wartości.

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

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

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

à ٍ ich à (P s 3);

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

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 م 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 (ً è 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 nowy 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.

č. 17. ف ë ه ê ًٍ î يي ûé ًهمَ ë ےٍ î ً ن âè 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 (ً č 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 èè â ٌ ه ن âè م à ٍ ه ن è م à ٍ lub CFM 56-7B è ىه ‏ٍ âçë هٍيَ ‏ ٍےمَ, ًàâ يَ 27 300 ô

• Specjalność VAK RF05.13.01
• Ilość stron 87

1. Ogólna charakterystyka pracy

3. Wnioski i wyniki

1. LINIOWY DYNAMICZNY MODEL GTE. MODELE CZUJNIKÓW I MECHANIZMÓW WYKONAWCZYCH

1.1. Liniowe systemy aproksymacji

1.2. Dokładność zera i pierwszego rzędu

1.3. LDM zbudowany w oparciu o systemy aproksymacji liniowej znane w dwóch punktach równowagi

1.4. Konstrukcja LDM z n znanych układów liniowej aproksymacji. Twierdzenie o najbliższym punkcie równowagi

1.5. Modele siłowników i czujników

1.6. Model kanałów do pomiaru częstotliwości rotacji

1.7. Model czujnika do pomiaru temperatury gazów (termopary)

1.8. Modele czujników ciśnienia i temperatury

1.9. Modele mechanizmów wykonawczych ”

1.10. Kompleks testowy oprogramowania

2. SYSTEM STEROWANIA GTE OPARTY NA LDM

2.1. Podstawowe wymagania dla nowoczesnych systemów automatyki GTE

2.2. Struktura ACS oparta na LDM

2.3. Opis obwodu utrzymania wymaganej prędkości obrotowej wirnika turbosprężarki i pochodnej

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

2.5. Pętle utrzymania mocy i momentu obrotowego

2.6. Wolny obwód ograniczający prędkość turbiny

2.7. Obwód ograniczający temperaturę gazu

2.8. Obwód do utrzymania wymaganego zużycia paliwa

2.9. Uproszczony model silnika wbudowany w ACS

2.10. Gradientowa kontrola tolerancji

2.11. Wymagania dotyczące elektronicznej części ACS

2.12. wnioski

3. OPIS ACS O TRADYCYJNYM WIDOKU. PORÓWNAWCZY

3.1. Uwagi ogólne

3.2. Struktura tradycyjnego ACS

3.3. Pętla sterowania prędkością wirnika turbosprężarki

3.4. Obwód ograniczający pochodnej prędkości wirnika turbosprężarki 71 3.5 Inne obwody ograniczające i sterujące 73 3.6. Analiza porównawcza klasycznych ACS i ACS opartych na LDM

Zalecana lista prac dyplomowych

• Rozmyte hierarchiczne modele Markowa procesów rozwoju awarii układów automatyki, sterowania i diagnostyki silników turbogazowych 2011, kandydat nauk technicznych Abdulnagimov, Ansaf Irekovich

• Technologia kompleksowych badań półnaturalnych układów automatycznego sterowania współosiowymi wentylatorami turbośmigłowymi 2018, kandydat nauk technicznych Iwanow, Artem Wiktorowicz

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

• Stworzenie nowej generacji zautomatyzowanych kompleksów kontrolno-testowych zapewniających bezpieczeństwo lądowania transportu lotniczego 2013, doktor nauk technicznych Sheludko, Wiktor Nikołajewicz

• Rozwój i badania siłowników z bezdotykowymi silnikami prądu stałego i cyfrowymi czujnikami parametrów obrotu do układów automatyki 1983, Kandydat Nauk Technicznych Kurczanow, Władimir Nikołajewicz

Wprowadzenie do rozprawy (część streszczenia) na temat „Analiza układów automatycznego sterowania silników turbogazowych”

Pilność problemu. Turbinowe silniki gazowe znajdują obecnie szerokie zastosowanie w lotnictwie wojskowym i cywilnym, a także jako napędy pompowni gazu i małych elektrowni wykorzystywanych w energetyce i transporcie morskim.

Rozwój silników IV i V generacji wymaga odpowiedniego postępu w zakresie ich zarządzania. Od połowy lat 70. istotne stało się przejście do sterowania elektrowniami za pomocą cyfrowych sterowników elektronicznych. Sprzyjała temu zarówno komplikacja zadań sterowania, która wymagała zastosowania bardziej zaawansowanych i złożonych algorytmów sterowania, jak i rozwój technologii elektronicznych, w wyniku którego możliwe stało się zapewnienie sprawności sterowników elektronicznych w warunkach typowych dla eksploatacji. na silniku.

Centralny Instytut Silników Lotniczych (Państwowe Centrum Naukowe Federacji Rosyjskiej TsIAM im. NIBaranova) sformułował propozycje dotyczące struktury i konkretnych metod oprogramowania i algorytmicznej konstrukcji inteligentnego adaptacyjnego automatycznego systemu sterowania (ACS), który oprócz tradycyjnych powinny pełnić następujące funkcje kontrolne:

Rozpoznawanie stanu silnika (pogorszenie się jednostek charakterystycznych, występowanie awarii, praca w stanach ustalonych lub przejściowych itp.);

Formowanie celu kontrolnego zgodnie z wynikami rozpoznania stanu silnika;

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

Kształtowanie i dobór parametrów algorytmów sterowania w celu zapewnienia określonej jakości sterowania przy wykorzystaniu wybranych programów.

Ważne problem matematyczny, bez rozwiązania którego powstanie niezawodny i skuteczny cyfrowy blok automatycznego sterowania i monitoringu w nowoczesne warunki praktycznie niemożliwe jest opracowanie modeli matematycznych silnika, czujników i elementów wykonawczych, ich dostosowanie do konkretnych praktycznych warunków użytkowania. Ogólnie przyjmuje się, że cały cykl rozwoju ACS można zapewnić przy użyciu kompleksu kilku typów modeli o różnych poziomach złożoności. Kompleks jako całość musi spełniać szereg wymagań, z których główne to:

Możliwość symulowania ustalonych i nieustalonych trybów pracy w zmiennych warunkach lotu w pełnym zakresie zmian trybów pracy elektrowni;

Uzyskanie dokładności modelowania w stanach ustalonych i nieustalonych, wystarczającej do rozwiązywania problemów sterowania;

Dopuszczalny czas obliczeń;

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

Niemniej jednak dzisiaj, w warunkach ostrej konkurencji, znacznego opóźnienia w stosunku do czołowych zagranicznych producentów i naruszenia ustalonych więzi ekonomicznych, czynnik czasu ma coraz większy wpływ na proces rozwoju ACS. Niestety nie wszystkie powyższe wymagania można spełnić w krótkim czasie, zwłaszcza w sytuacji dotkliwego niedoboru doświadczonych specjalistów. Z drugiej strony problem rozpoznawania awarii, diagnozowania pogorszenia osiągów poszczególnych podzespołów i zespołów implikuje wykorzystanie modelu silnika. czujniki i siłowniki wbudowane w automatyczną jednostkę sterującą i monitorującą. Model ten ma najostrzejsze wymagania eksploatacyjne, a jakość diagnostyki i prawdopodobieństwo wykrycia awarii bezpośrednio zależy od jego dokładności.

Stosowanie modeli różniących się strukturą i treścią na różnych etapach projektowania wymaga dużych dodatkowych nakładów czasowych. W artykule zbadano możliwość wykorzystania dość prostych liniowych modeli dynamicznych (LDM) do rozwiązania kompleksu problemów wynikających z 1, w trakcie opracowywania efektywnego ACS.

Znaczne skrócenie czasu opracowywania można osiągnąć poprzez optymalizację algorytmów weryfikacji oprogramowania wbudowanego w ACS. Główną rolę odgrywa w tym model badanego systemu. Głównym problemem jest tutaj stworzenie specjalnego kompleksu oprogramowania testowego, który zamiast drogiego półnaturalnego stanowiska testowego łączy model silnika, czujniki, siłowniki, kanały pomiarowe i sterujące ACS. Półnaturalne stanowisko probiercze to system, który symuluje pracę silnika oraz zainstalowanych na nim czujników i elementów wykonawczych. Ważną cechą półnaturalnego stoiska jest to, że sprawdza on elektroniczny ACS jako całość, a nie tylko oprogramowanie czy sprzęt. Kompleks testowy oprogramowania skutecznie rozwiązuje tylko problem sprawdzania oprogramowania cyfrowego ACS i wbudowanych w niego algorytmów. W tym przypadku cechy implementacji sprzętowej są brane pod uwagę nie bezpośrednio, jak na stanowiskach półnaturalnych, ale pośrednio - poprzez modele kanałów pomiarowych i kontrolnych. W takim przypadku niezbędną kontrolę sprzętu ACS można przypisać do panelu testowego, za pomocą którego symulowane są sygnały wejściowe i sterowane są czynności kontrolne.

Stanowisko półnaturalne jest narzędziem weryfikacyjnym skuteczniejszym niż panel testowy czy kompleks testowy oprogramowania, jednak złożoność jego tworzenia jest współmierna do powstania samego ACS, a w niektórych przypadkach nawet go przewyższa. W warunkach, w których warunki są tak ustalone, że OZW powinno powstać „wczoraj”, kwestia stworzenia drzewostanu półnaturalnego nie jest nawet podnoszona.

Opracowanie nowych i adaptacja istniejących metod matematycznych w procesie tworzenia ACS dla silników turbogazowych w możliwie najkrótszym czasie i przy minimalnym nakładzie zasobów materiałowych i inżynierskich jest pilnym zadaniem. Jest złożony i sprowadza się na różnych etapach do rozwiązania różnych problemów matematycznych i inżynierskich. Nie da się rozwiązać postawionego problemu bez zaangażowania komputera i przemyślanego wykorzystania modeli matematycznych. Główne typy modeli stosowanych w badaniach działania silnika turbogazowego, hydromechaniczne i elektroniczne elementy jego układu sterowania, czujniki i elementy wykonawcze.

Modele pozycja po pozycji. W takich modelach cechy strukturalne systemu są bezpośrednio rozpatrywane jako parametry. Opracowanie modeli element po elemencie wymaga znacznej inwestycji czasu, jednak w tym przypadku można poprawnie skorygować różne czynniki, takie jak tarcie w elementach konstrukcyjnych, siły działające na siłowniki, zmiany kształtu przekrojów przepływowych otworów w urządzenia hydromechaniczne, zużycie węzłów, opóźnienia w wydawaniu decyzji itp....

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

Modele linearyzowane. Odwzorowują zachowanie systemu w sąsiedztwie ograniczonego zbioru punktów charakterystyki statycznej. Dopuszcza się stosowanie typowych równoważnych elementów nieliniowych. Takie modele są zwykle wykorzystywane do badania „małych”, na przykład stabilności regulacji. Istnieje możliwość zastąpienia przybliżonego modelu nieliniowego modelem zlinearyzowanym. Jedna z opcji takiej wymiany jest opisana w. Zalety i wady tego podejścia zostały szczegółowo omówione w pierwszym rozdziale tej pracy.

Modele element po elemencie w rozwiązywaniu problemów związanych z tworzeniem układu sterowania silnika turbogazowego są najczęściej wykorzystywane do opisu zespołów i agregatów hydromechanicznych układu automatycznego sterowania. Przybliżone modele nieliniowe służą do opisu pracy silnika turbogazowego w całym zakresie trybów pracy. Zlinearyzowane modele silników turbogazowych są uważane za odpowiednie do wykorzystania podczas badania stabilności układów sterowania.

W ostatnich latach istotna stała się kwestia modernizacji techniki lotniczej, m.in. poprzez modernizację silników i ich ACS. Zadaniem jest uzyskanie maksymalnego efektu przy minimalnych kosztach materiałowych. W szczególności, przy zachowaniu tych samych funkcji, koszt SKP można obniżyć, stosując nowoczesną, tańszą bazę elementów i zmniejszając liczbę jednostek elektronicznych zaangażowanych w SKP. Wraz z tym możliwa staje się poprawa jakości ACS poprzez ulepszanie i komplikowanie algorytmów sterowania, doskonalenie systemu diagnostycznego oraz wprowadzenie rozliczania czasu pracy i stanu technicznego silnika.

Wyjątkowa sytuacja powstała, gdy zbiegło się wiele ważnych czynników, które wpłynęły na rozwój ACS do silników lotniczych, a mianowicie:

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

Pilna potrzeba modernizacji istniejących ACS w celu obniżenia ich kosztów i zwiększenia niezawodności pracy;

Opóźnienie w powszechnym wprowadzaniu nowoczesnych cyfrowych SZK, związane z kryzysem ostatnich lat i w związku z tym rosnącą rozbieżnością między wynikami badań teoretycznych a aparatem matematycznym faktycznie używanych urządzeń.

W rezultacie zadanie skutecznego opracowania nowej oryginalnej struktury SKP kluczowe zadanie sterowanie silnikiem turbogazowym z uwzględnieniem nowych możliwości cyfrowych układów elektronicznych. Jednocześnie możliwe stało się dopracowanie szeregu wcześniej stosowanych z powodzeniem algorytmów w celu poprawy jakości i niezawodności ich pracy.

Celem pracy jest opracowanie efektywnego cyfrowego silnika ACS zbudowanego na nowoczesnych zasadach sterowania. Aby osiągnąć ten cel, postawiono i rozwiązano następujące zadania:

1. Opracowano oryginalną konstrukcję ACS, która pozwala na efektywne rozwiązywanie zadań sterowania silnikiem turbogazowym;

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

3. Opracowane autorskie algorytmy przetwarzania sygnałów z czujników temperatury gazu i prędkości obrotowych w celu zmniejszenia wpływu szumu w kanałach pomiarowych;

4. Stworzono pakiet oprogramowania, który umożliwia testowanie algorytmów w ramach oprogramowania wbudowanego w ACS wraz z modelem silnika, czujników i elementów wykonawczych.

W artykule opisano wyniki budowy ACS, modelowania i analizy systemowej w oparciu o doświadczenia zdobyte przy opracowywaniu ACS BARK-65 (Automatycznego Zespołu Sterowania i Monitorowania) silnika TV7-117S stosowanego na samolocie IL-114. BARK-65 pomyślnie przeszedł etap badań stanowiskowych, podczas których wykazał zdolność do efektywnego sterowania silnikiem.

Elektrownia samolotu składa się z dwóch wymiennych silników TV7-117S umieszczonych w gondolach na skrzydle samolotu. Każdy silnik napędza sześciołopatowe odwracalne śmigło SV-34.

System sterowania silnikiem TV7-117S składa się z cyfrowej jednostki sterującej BARK-65 i jej rezerwy hydromechanicznej. BARK-65 to nowoczesny cyfrowy jednokanałowy system sterowania silnikiem. Aby zapewnić rezerwę hydromechaniczną w pętlach regulacji zużycia paliwa i kierownicach turbosprężarki, stosuje się siłowniki hydromechaniczne. Aby zwiększyć niezawodność systemu, wszystkie czujniki, obwody pomiarowe, elektryczne obwody sterujące, które tworzą i realizują główne programy sterujące i ograniczenia, są wielokanałowe.

Pierwsze niezbędne doświadczenie w tworzeniu ACS silników lotniczych uzyskano w procesie opracowywania ACS BARK-78, który ogranicza graniczne parametry pracy Ostatnia modyfikacja silniki TVZ-117, znane pod marką VK-2500. BARK-78 pełni funkcje dotychczas stosowanych jednostek elektronicznych ERD (elektroniczny sterownik silnika) i RT (regulator temperatury), w zasadzie jest to dość proste urządzenie, jego opis nie jest podany w tej pracy, jednak szereg rozwiązań programowych i sprzętowych użyte w BARK-78 zostały wykorzystane w tworzeniu ACS BARK-65. Należą do nich układ kontroli gradientowej tolerancji wejściowych sygnałów analogowych oraz kompensator bezwładności termoelementów opisany w rozdziale drugim.

W pierwszym rozdziale opisano algorytm budowy liniowego modelu dynamicznego silnika turbogazowego. Opiera się na metodzie zaproponowanej w, różnica polega na metodzie znajdowania najbliższego punktu równowagi. Poniżej znajdują się opisy modeli kanałów pomiarowych i wykonawczych zawartych w modelu silnika w kompleksie testowym oprogramowania.

W rozdziale drugim, na podstawie materiałów przedstawionych w rozdziale poprzednim, budowany jest system sterowania GTE. Opisano metody konstruowania optymalnych regulatorów. Rozważa się zależność jakości i złożoności oprogramowania algorytmów sterowania od poziomu, na którym dokonywany jest dobór różnych programów sterowania i ograniczeń. Sformułowane są wymagania dotyczące badania uzyskanego SKP na modelu i na obiekcie. Rozważany jest problem kompletności przeprowadzonych badań. Przedstawiono możliwości realizacji uproszczonego modelu silnika na podstawie otrzymanej struktury SKP, sformułowano ostateczne wymagania dla niego i jego dokładność. Zbudowano złożony algorytm wykrywania awarii i awarii. Finalizowane są wymagania dotyczące elektronicznej części ACS. Sytuacja jest badana, gdy z jakiegoś powodu wymagania dla ACS są niewykonalne. Porównano materiały uzyskane podczas modelowania i testowania BARK-65 na silniku.

W trzecim rozdziale przeprowadzana jest synteza i analiza ACS, zbudowanej na klasycznych zasadach. W trakcie jego opracowywania wykorzystano materiały (struktura ACS, typowe ogniwa sterujące), (synteza termoparowego kompensatora bezwładności, synteza ogranicznika temperatury) itp. Poniżej przedstawiono porównanie wydajności „klasyczne” ACS i ACS, zbudowane w trzecim rozdziale ... Wyniki zastosowania różnych ACS zostały przeanalizowane przy użyciu oprogramowania testowego opisanego w pierwszym rozdziale, obejmującego LDM silnika, modele elementów wykonawczych elementów wykonawczych oraz modele obwodów pomiarowych. „Klasyczny” ACS, zyskując na prostocie wykonania, traci na dokładności utrzymywania i ograniczania zadanych parametrów.

3. Wnioski i wyniki

W procesie rozwoju zastosowano następujące metody i wyniki. Mianowicie:

Model silnika oparty na liniowym modelu dynamicznym;

Modele elementowe siłowników hydromechanicznych ACS;

Sformułowano wymagania dotyczące elektroniki;

Stworzono uproszczony model silnika, na podstawie którego w przypadku awarii niektórych czujników można obliczyć odpowiadające im parametry silnika (zmienne określające stan silnika);

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

Stworzono autorski system diagnostyczny, który łączy analizę wyników kontroli gradientu tolerancji, informacji pochodzących z różnych kanałów pomiarowych oraz informacji dostarczanych przez uproszczony model silnika;

Głównym rezultatem prac jest stworzenie wydajnego ACS do silnika turbogazowego spełniającego współczesne wymagania. Ma oryginalną strukturę, która łączy główne pętle sterowania i ograniczenia. Wyniki prac mają charakter uniwersalny i mogą być i były skutecznie wykorzystywane przy opracowywaniu ACS dla innych dwuwałowych GTE. ACS o podobnej konstrukcji dla silników TV7-117V (modyfikacja śmigłowca TV7-117S) i VK-1500 (przypuszczalnie do użycia na samolocie AN-3), są obecnie na etapie testów stanowiskowych. Rozważa się możliwość zainstalowania zmodyfikowanych silników serii TV7-117 na szybkich łodziach o wyporności około 20 ton, zdolnych do rozwijania prędkości do 120 km / h.

Podobne rozprawy w specjalności „Analiza systemowa, zarządzanie i przetwarzanie informacji (wg branż)”, 05.13.01 kod VAK

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

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

• Identyfikacja modeli dynamicznych ACS GTE i ich elementów metodami statystycznymi 2002, doktor nauk technicznych Arkov, Valentin Yulievich

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

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

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

wnioski dotyczące PRACY OGÓLNIE

W artykule przedstawiono sposób budowy uniwersalnego ACS dla dwuwałowych silników turbinowych. Przy rozwiązywaniu głównego problemu - syntezy SKP w oparciu o LDM, rozwiązano szereg problemów pomocniczych, a mianowicie:

Poprawiono dokładność wyznaczania najbliższego punktu równowagi LDM;

Opracowano oryginalny kompensator bezwładności termopar;

Przeprowadzono analizę różnych metod pomiaru częstotliwości obrotów wirników;

Stworzono kompleks testowy oprogramowania do testowania działania oprogramowania i algorytmów osadzonych w cyfrowym systemie ACS;

ACS został opracowany w oparciu o tradycyjne podejścia i wyprodukowany analiza porównawcza dwa różne działa samobieżne: działo samobieżne oparte na LDM i tradycyjne działo samobieżne.

Przedstawione w pracy wyniki zostały przetestowane podczas testów stanowiskowych silnika BARK-65 ACS i TV7-117S. W trakcie badań potwierdzono wysoką skuteczność SKP w utrzymaniu i ograniczeniu określonych parametrów. Zestaw działań mających na celu poprawę niezawodności działania ACS pozwolił z dużym prawdopodobieństwem zidentyfikować awarie kanałów pomiarowych i sterujących, przy ograniczonym zestawie parametrów możliwe było powielenie danych otrzymanych z czujników o wartości obliczona z modelu. W załączniku zamieszczono kilka ciekawych oscylogramów zarejestrowanych podczas testów stanowiskowych, a także ustawę o implementacji algorytmów opisanych w pracy.

Kompleksowe podejście w rozwiązaniu problemu, gdy przeprowadzono rewizję klasycznych podejść i metod, umożliwiło to wdrożenie tworzenia ACS na wysokim, nowoczesnym poziomie.

Konstrukcja SKP oparta na LDM pozwala na jego modernizację w celu poprawy jakości sterowania, zwiększenia marginesu stabilności i niezawodności pracy.

Przedstawione w pracy wyniki są uniwersalne, opisana struktura ACS została zastosowana przy tworzeniu cyfrowych jednostek sterujących dla innych modyfikacji silnika TV7-P7S i silnika VK-1500.

GŁÓWNE PUBLIKACJE NA TEMAT ROZPRAWY

1. Sumachev S.A. Budowa modelu dynamicznego kompensatora bezwładności termopary // Procesy kontrolne i stabilność: Postępowanie XXX konferencja naukowa Wydział PM-PU. - St. Petersburg: Instytut Chemii OOP, St. Petersburg State University, 1999. - S. 193-196.

2. Sumachev SA, Kormacheva I.V. Kompensator dynamiczny bezwładności termopary: zastosowanie do ograniczania temperatury silnika turbogazowego // Procesy sterowania i stabilność: Materiały XXXI konferencji naukowej Wydziału PM-PU. - St. Petersburg: Instytut Chemii OOP, St. Petersburg State University, 2000. - S. 257-260.

3. Sumachev S.A. Model matematyczny dwuwałowego silnika turbogazowego i jego ACS. // Procesy zarządzania i zrównoważony rozwój: Materiały XXXII konferencji naukowej Wydziału PM-PU. - St. Petersburg: Instytut Chemii OOP, 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. Doświadczenie w opracowaniu zintegrowanego systemu sterowania i monitoringu silnika RD-33 i jego modyfikacji. // Streszczenia. raport Międzynarodowa konferencja naukowa "Silniki XXI wieku" 1 h. Moskwa, 2000 -S. 344.

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

Spis literatury naukowej rozprawy Kandydat nauk technicznych Sumachev, Siergiej Aleksandrowicz, 2002

1. Antonchik p.n.e. Metody stabilizacji ruchów programu. SPb.: Wydawnictwo. SPbSU, 1998.

2. Belkin Yu.S., Boev B.V., Gurevich O.S. oraz inne systemy Integral do automatycznego sterowania elektrowniami lotniczymi. Moskwa: Inżynieria mechaniczna, 1983.

3. Berezlev V.F. i inne Układy do automatycznego sterowania prędkością obrotową wirników silników turbogazowych. Kijów: KSIĄŻKA, 1985.

4. Bodner V.A. Systemy automatycznego sterowania silnikami lotniczymi. -M.: Inżynieria mechaniczna, 1973.

5. Vanyurikhin G.I., Iwanow W.M. Synteza układów sterowania ruchem obiektów niestacjonarnych. -M.: Inżynieria mechaniczna, 1988.

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

7. Gardner MF, Burns J.L. Procesy nieustalone w układach liniowych o stałych skupionych. Państwowe wydawnictwo literatury fizycznej i matematycznej. Moskwa: 1961.

8. Gimadiev A.G., Shakhmatov E.V., Shorin V.P. Systemy automatycznego sterowania do lotniczych turbinowych silników spalinowych. Kujbyszew: KuAI, 1990.

9. Golberg F.D., Vatenin A.B. Modele matematyczne silników turbogazowych jako obiekty sterowania. Moskwa: Wydawnictwo MAI, 1999.

10. Yu Gurevich Oe, Bliznyukov LG, Trofimov A.C. Systemy automatycznego sterowania elektrowniami lotniczymi. // Konwersja w inżynierii mechanicznej. M. „Informconversion”, 2000. -Nr 5 (42) .- P.50.

11. GDemidovich B.P. Wykłady z matematycznej teorii stabilności. Moskwa: Nauka, 1967.

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

13. Zhabko A.n., Kharitonov V.L. Metody algebry liniowej w problemach sterowania. SPb.: Wydawnictwo. SPbSU, 1993.

14. Iwanow V.A. i inne Matematyczne podstawy teorii sterowania automatycznego. Podręcznik. podręcznik dla uniwersytetów. Wyd. B.K. Chemodanowa. -M., Szkoła podyplomowa, 1971.

15. Knury CA. Zarządzanie systemami w oparciu o modele predykcyjne. -SPb: Wydawnictwo Uniwersytetu Państwowego w Petersburgu, 1997.

16. Kwartcew A.P. Tworzenie oprogramowania i automatyzacja testów. Samara: Państwowy Uniwersytet Lotniczy w Samarze, 1999.

17. Klyuev A.S., Glazov B.V., Mindin M.B. Technika odczytu obwodów automatyki i sterowania technologicznego. M., „Energia”, 1977.

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

19. Modelowanie matematyczne układów dyskretnych. / Pod redakcją M.K. Czirkow. SPb., wydawnictwo SPbSU, 1995.

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

21. Modelowanie i dobór parametrów automatycznych regulatorów silników lotniczych: podręcznik / P.A. Sunarchin i wsp. -UFA: Stan Ufa. Lotnictwo technika unit-t., 1994.

22. MYSZKIS AD Równania różniczkowe liniowe z argumentem opóźnionym. Moskwa: 1972.

23. Nelepin P.A., Kamachkin A.M., Turkin I.I., Shamberov V.N. Algorytmiczna synteza nieliniowych układów sterowania. L .: Wydawnictwo Leningradzkiego Uniwersytetu Państwowego, 1990.

24. JN Nieczajew Prawa sterowania i charakterystyki elektrowni lotniczych. -M.: Inżynieria mechaniczna, 1995.

25. Pantelejew A.B., Yakimova A.C. Teoria funkcji zmiennej zespolonej i rachunku operacyjnego w przykładach i problemach / Instruktaż... M.: Szkoła wyższa, 2001 r.

26. Prasol OB A.B. Metody analityczne i numeryczne do badania procesów dynamicznych. SPb.: Wydawnictwo. SPbSU, 1995.

27. Siniakow A.N. Systemy automatycznego sterowania samolotami i ich elektrowniami. -M .: Inżynieria mechaniczna, 1991.

28. Sirotin SA, Sokolov VI, Sharov A.D. Automatyczne sterowanie silnikami lotniczymi. -M .: Inżynieria mechaniczna, 1991.

29. Skibin V.A., Pavlov Yu.I., Dobrovolsky V.I. oraz inne Metody pomiarowe, przyrządy i wyposażenie stosowane w badaniach stanowiskowych silników lotniczych. M .: NITs TsIAM: MGATU, 1996.

30. Sołowiew E.V., Gladkova V.N., Akopova T.P. Badanie właściwości dynamicznych układów automatyki układ napędowy... M .: Wydawnictwo MAI, 1990.

31. Solntsev V.N. Matematyczne wsparcie zintegrowanych adaptacyjnych systemów optymalnych do automatycznego sterowania zespołem samolotów manewrowych „elektrownia”. - M .: Radio i komunikacja, 1999.

32. Teoria automatycznego sterowania elektrowniami statków powietrznych. Pod redakcją A. A. Shevyakov. Moskwa: Inżynieria mechaniczna, 1976.

33. Teoria i zastosowania systemów dyskretnych. / Pod redakcją M.K. Chirkov, kandydat nauk technicznych SP Maslova. SPb., wydawnictwo SPbSU, 1995.

34. Urządzenie i działanie elektrowni samolotów IL-96-300, Tu-204, IL-114 / Pod redakcją doktora habilitowanego nauk technicznych BA Sołowiow. -M .: Transport, 1993.

35. Jugow OK Optymalne sterowanie siłownią samolotu. -M. Inżynieria mechaniczna, 1978.

36. N.H. Jo, JH Seo. Linearyzacja wejścia-wyjścia w projektowaniu obserwatorów stanu dla systemów nieliniowych // Transakcje IEEE dotyczące automatycznego sterowania. tom 45. N. 12. 2000. S. 2388-2393.

37. Hassan K. Khalil. Uniwersalne kontrolery integralne dla nieliniowych systemów z minimalną fazą // transakcje IEEE w zakresie automatycznego sterowania. tom 45. N. 3. 2000. S. 490-494.

38. G. Kulikow, V. Arkov, T. Breikin. Modelowanie turbin gazowych w czasie rzeczywistym z optymalnym wygładzaniem // wydruki wstępne 11 * IF AC Workshop Control Applications of Optimization. Tom. 1. Petersburg, 2000, s. 212-217.

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

Informujemy, że powyższe teksty naukowe są zamieszczone w celach informacyjnych i uzyskane w drodze rozpoznania oryginalnych tekstów prac dyplomowych (OCR). W związku z tym mogą zawierać błędy związane z niedoskonałością algorytmów rozpoznawania. Takich błędów nie ma w dostarczanych przez nas plikach PDF rozpraw i abstraktów.