Študija elektronskih krmilnih sistemov na polovični preskusni napravi s povratnimi informacijami

Pred izvedbo mehanskih in klimatskih preizkusov na polnaravnem stojalu v zaprti zanki se elektronski del krmilnega sistema preizkusi za polno delovanje. Preverjanje pravilnosti delovanja programske opreme skupaj s pravo strojno opremo se izvaja s simulacijo motenj, okvar, okvar različnih vrst in degradacije sistemskih parametrov.

Preskušanje z zaprto zanko omogoča odkrivanje in popravo številnih sistemskih napak zgodaj v procesu načrtovanja, preden se začne drago testiranje na mizi in letenju.

Polnaravno stojalo za testiranje elektronskih krmilnih sistemov v zaprti zanki vsebuje simulatorje signalov senzorjev in aktuatorjev, osebni računalnik s pomožno programsko opremo, ki zagotavlja delovanje kompleksa v različnih načinih, in osebni računalnik, ki izvaja matematični model motor in njegove hidromehanske enote, ki delujejo v realnem času. Raziskovani elektronski sistem je povezan s simulatorji senzorjev in aktuatorjev.

Simulatorji senzorskih signalov pretvarjajo digitalne vhodne signale, ki prihajajo iz osebnega računalnika z matematičnim modelom motorja, v izhodne signale, ki so po električnih parametrih enaki signalom iz resničnih senzorjev. Nabor simulatorjev ustreza številu in vrstam senzorjev, nameščenih na motorju. Na primer, simulator termistorja ustvari enakovreden upor vezja izhodnega signala, ko je v to vezje vključen nadzorovan vir toka z nivojem, sorazmernim z vhodno kodo. Simulator je sestavljen iz registra, digitalno-analognega pretvornika, tokovnega generatorja, oblikovalnika napetosti, sorazmernega s tokovno jakostjo, seštevalnega ojačevalnika in ohmskega delilnika.

Simulatorji aktuatorjev ustvarijo električno obremenitev za izhodna vezja sistema, ki je po električnih parametrih enaka dejanski obremenitvi, in tvorijo digitalni signal, sorazmeren s krmilnim signalom, ki se napaja na vhod osebnega računalnika z matematičnim modelom motorja. .

Bench programska oprema

Simulatorji vsakega senzorja in aktuatorja so izdelani kot ločene plošče.

Programska oprema za stojalo vsebuje:

Modeli GTE in njegovih hidromehanskih enot v realnem času;

Programski moduli, ki zagotavljajo delovanje vhodno-izhodnih naprav, pretvorbo in kodiranje signalov;

Komunikacijski moduli s sistemskim časovnikom za organizacijo načina v realnem času;

Moduli za prikaz informacij v obliki grafov in tabel v realnem času;

Moduli, ki zagotavljajo nalogo za oddajo in sprejem testnih signalov v načinu postopnega izvajanja programa;

Programi za krmiljenje naprav na pol velikem stojalu itd.

V okviru preizkusov na polnaravnih stojnicah se raziskuje skupno delovanje strojne in programske opreme v prehodnih in ustaljenih načinih delovanja. Za zagotovitev stabilnosti in zahtevane kakovosti nadzora nad celotnim obsegom pogojev letenja so določene glavne nastavitve digitalnih krmilnikov, izdelani so algoritmi za delovanje vgrajenega krmilnega sistema in logika pariranja napak. preverjeno. Poleg tega se izvaja celovito testiranje strojne in programske opreme.

Študija vpliva električnih vplivov

Na elektronske regulatorje plinskoturbinskih motorjev vplivajo različne elektronske naprave na vozilu, obsežni komunikacijski vodi, močni viri električne energije, pa tudi zunanji viri elektromagnetnih motenj (radarske postaje, visokonapetostni daljnovodi, razelektritve strele itd.). V zvezi s tem je treba pred testiranjem na stojnicah motorjev in letečih laboratorijih celovito preučiti odpornost sistemov proti hrupu v laboratorijskih pogojih.

Za to so sistemi testirani določene vrste vplivi: elektromagnetna združljivost; sekundarni učinki razelektritev strele; nestabilnost električnega omrežja na vozilu itd. Kritične situacije med letom lahko nastanejo pod skupnim vplivom številnih dejavnikov. Na primer, razelektritev strele, poleg neposrednega vpliva na elektronsko enoto in komunikacijske linije

lahko povzroči znatna odstopanja v delovanju omrežja na vozilu in s tem dodatno vpliva na delovanje elektronskega regulatorja.

Pri izvajanju takšnih preskusov elektronskih krmilnih sistemov motorja je učinkovita uporaba avtomatiziranega kompleksa, ki ga sestavljajo simulatorji sekundarnega udara strele, nestabilnost električnega omrežja na vozilu, sredstva za simulacijo motenj in okvar ter strojna in programska oprema. orodja, ki omogočajo simulacijo delovanja elektronskih krmilnih sistemov v zaprti zanki.

Raziskave elektromagnetne združljivosti elektronskih krmilnih sistemov motorjev. Preskušanje elektromagnetne združljivosti elektronskih krmilnih sistemov vključuje študijo elektromagnetnih motenj, ki jih povzroča sam sistem, in dovzetnosti za elektromagnetne motnje drugih sistemov na vozilu. Zahteve za elektromagnetno združljivost elektronskih sistemov so določene glede na posledice, ki jih povzročijo kršitve v njihovem delovanju.

1

Delo upošteva sistem avtomatski nadzor plinskoturbinski motor (ACS GTE) za mobilno letalo in analiza njegovega delovanja je izvedena ob upoštevanju medsebojnega vpliva dinamike dozirne enote goriva in dinamike motorja. Predstavljeni so rezultati simulacije delovanja ACS GTE za idealen sistem in za sistem z eksperimentalnimi parametri. Razkrita in utemeljena je zamisel o razdelitvi krmilnega predmeta na dva dela: enoto za doziranje goriva in motor. Avtorji na podlagi študije predlagajo uporabo matematičnih modelov ločenih delov sistema v strukturi avtomatskega krmilnega sistema plinskoturbinskega motorja, pa tudi inteligentni pristop k uvedbi logičnega bloka v strukturo. izboljšati kakovost nadzora. Takšen pristop k načrtovanju plinskoturbinskih motorjev ACS bo omogočil upoštevanje dinamike ločenega izvršilnega dela sistema in samega motorja ter njunega medsebojnega vpliva.

avtomatski nadzorni sistem

plinskoturbinski motor

premikajočega se letala

sprožilni mehanizem

dozirna enota za gorivo

matematični model

1. Znanstveni prispevek k nastanku letalskih motorjev. V dveh knjigah. Knjiga 1 H34 / zvitek. avtorji; leto skupaj ur. V.A. Skibin in V.I. Kuhana govedina. – M.: Mashinostroenie, 2000. – 725 str.: ilustr.

2. Fuzzy modeliranje in nadzor / A. Pegat; per. iz angleščine. – M.: BINOM. Laboratorij znanja, 2009. - 798 str.: ilustr. – (Prilagodljivi in ​​inteligentni sistemi).

3. Patent Ruske federacije št. 2013152562/06, 26. 11. 2013 / Nasibullaeva E.Sh., Darintsev O.V., Denisova E.V., Chernikova M.A., RU 237665 C1 Naprava za doziranje goriva v plinsko turbino Patent Rusije št. 2537665.2013. Bik. št. 1

4. Problemi načrtovanja in razvoja avtomatskih krmilnih sistemov in krmiljenja plinskoturbinskih motorjev / S.T. Kusimov, B.G. Iljasov, V.I. Vasiliev in drugi - M .: Mashinostroenie, 1999. - 609 str.

5. Načrtovanje avtomatskih krmilnih sistemov GTE / ur. B.N. Petrov. - M.: Mashinostroenie, 1981. - 400 str.

Znano je, da je prednost sodobnih mobilnih letal v tem, da velike manevrske hitrosti otežujejo prestrezanje vozila v gibanju. Obstaja tudi možnost uporabe različnih kombinacij višin in hitrosti leta: glavni del trajektorije naprava leti na visoki nadmorski višini z nizkim aerodinamičnim uporom, pred tarčo pa doseže nizko višino, z najvišjo možno hitrostjo leta. , kar tudi otežuje prestrezanje. Na katerem koli delu poti je mogoče uporabiti različne manevre.

Elektrarna (PS) kompleksnega letala je kratkotrajni plinskoturbinski motor, v nekaterih primerih pa tudi ramjet motor.

Za avtomatski krmilni sistem (ACS) objektov takšnih krmilnih sistemov so praviloma naložene naslednje zahteve:

• visoka natančnost vzdrževanja določenih parametrov;
• minimalna zahtevnost tehnične izvedbe;
• možnost preklopa iz enega načina v drugega (pri izvajanju manevra) brez zmanjšanja kakovosti nadzora.

Za izpolnitev vseh zgoraj navedenih zahtev je treba razviti nov pristop k izbiri strukture ACS, sintezi krmilnih algoritmov in njihovi tehnični izvedbi. Ta izjava temelji na analizi rezultatov terenskih preizkusov in prejšnjih teoretičnih študij.

Razložimo s konkretnim primerom.

Razmislite o najpreprostejši ACS kot krmilnem objektu podobnega razreda (slika 1, a).

riž. 1. a - najpreprostejši sistem avtomatskega krmiljenja plinskoturbinskega motorja (X 0 - nastavljena vrednost parametra, X - izdelana vrednost parametra, ξ - sistemska napaka, u - krmilni signal); b - predlagana struktura avtomatskega krmilnega sistema plinskoturbinskega motorja z ločenim krmilnim objektom na vetrovniku in plinskoturbinskem motorju

V skladu s prej razvitim konceptom sta aktuator (IM) in motor obravnavala kot celoto: nespremenljivi del sistema.

Ta pristop se je dobro izkazal pri sintezi krmilnih algoritmov GTE za civilne letalo ali za transportno letalstvo. Pri takšnih krmilnih objektih se dinamični procesi v sistemu za gorivo odvijajo veliko hitreje kot v motorju, zato je bil njihov vpliv na plinskoturbinski motor preprosto zanemarjen.

Drugače je pri kratkotrajnih plinskoturbinskih motorjih. V njih se prehodni procesi v enoti za dovod goriva in motorju pojavljajo skoraj istočasno. To izjavo so večkrat potrdili rezultati terenskih testov.

Na podlagi zgoraj navedenega ločimo GTE in IM neposredno v ločene povezave - enoto za doziranje goriva (FDU) (slika 1, b).

Pri izvedbi preproste študije delovanja ACS GTE (slika 1, b), ki je sestavljena iz različnih kombinacij parametrov za prenosne funkcije za GTE in WT, je bilo ugotovljeno, da kakovost nadzora (natančnost, prisotnost prekoračitve, meje stabilnosti) se ob preklopu iz načina v način močno spremeni. Tako postanejo problemi analize kakovosti krmiljenja in sinteze krmilnih algoritmov za objekte tega razreda zelo aktualni.

Cilj dela je preučiti ACS GTE kompleksnega letala ob upoštevanju dinamike parametrov izvršilnega dela sistema in motorja.

Formulacija problema

Razmislite o avtomatskem krmilnem sistemu plinskoturbinskega motorja, prikazanem na sl. 1b. Sistem je sestavljen iz primerjalnega elementa (EC), regulatorja, vetrovnika in plinskoturbinskega motorja. Začetna vrednost števila vrtljajev n0 in dobljena vrednost števila vrtljajev n prispeta na vhod ES, na izhodu se oblikuje neusklajenost vhodnih parametrov in nastane sistemska napaka - ξ. Napaka je vhodna v krmilnik, izhod je krmilni signal u, ki se dovaja na vhod vetrovnika, izhod je signal porabe goriva Gt, ki se napaja na vhod plinskoturbinskega motorja in, v skladu s tem se generira signal n, ki se dovaja na vhod ES.

Prenosni funkciji WT in GTE sta inercialni členi prvega reda, kjer je časovna konstanta T = 0,7 s, dobiček je k = 1. Krmilnik je izodromska povezava, katere prenosna funkcija je , medtem ko je dobiček k = 1, je časovna konstanta T = 0,7 s

Potrebno je raziskati ACS plinskoturbinskega motorja in analizirati kakovost vodenja ob upoštevanju dinamike vetrovnika in plinskoturbinskega motorja.

Metoda rešitve

Ob upoštevanju dejstva, da je bil v predlagani shemi ACS plinskoturbinskega motorja kontrolni objekt razdeljen, je priporočljivo uvesti nelinearne modele ločeno za vetrovnik in plinskoturbinski motor ter simulirati delovanje sistema ob upoštevanju dinamiko njegovih elementov.

Za raziskovanje zgoraj opisanega sistema avtomatskega krmiljenja plinskoturbinskega motorja je predlagana tudi uvedba matematičnih modelov vetrne turbine in plinskoturbinskega motorja v strukturo sistema za izboljšanje kakovosti vodenja celotnega sistema. sistem kot celoto. Na sl. 2 prikazuje diagram takega ACS GTE.

riž. 2. Predlagani sistem avtomatskega krmiljenja plinskoturbinskega motorja, ki vključuje regulator, vetrovnik, plinskoturbinski motor, model vetrovnika, model plinskoturbinskega motorja in LB.

V logičnem bloku (LB) se vhodni signali analizirajo na naslednji način: na podlagi eksperimentalnih podatkov in strokovnih mnenj se gradi baza znanja. V zvezi z njim se oblikujejo funkcije pripadnosti za vhodne parametre LB, pa tudi za izhodne signale. Opis teh pristopov je dobro znan. Po oblikovanju zahtevane spremembe LB pošlje ustrezne signale na vhod primerjalnega elementa, ki tvori krmilni signal, ki prihaja na vhod vetrovnika in njegovega modela. V LB sta sprejeta dva signala: neusklajenost modelov WT in GTE z modeloma WT in GTE - napaka modela (ξmodelei) in neusklajenost WT z modelom WT - napaka WT (ξ ADT). Kot kaže praksa, Napaka GTD je majhna in se v študiji ne upošteva.

Rezultati simulacije

Preučimo ACS GTE v grafičnem simulacijskem okolju Simulink.

Za oceno kakovosti nadzora GTE ACS uvajamo naslednje zahteve:

Meja amplitudne stabilnosti: najmanj 20 dB;

Meja fazne stabilnosti: 35 do 80°;

Prekoračitev: ne več kot 5 %;

Statična napaka: ne več kot ±5 % (±0,05);

Čas regulacije: ne več kot 5 s.

Pri modeliranju sistema (slika 1, b) je bilo ugotovljeno, da je samo pri vrednostih časovne konstante (T) za prenosne funkcije WT in GTE T = 0,7 s, T = 0,5 s, T = 1 s in prenosni koeficient k = 1 sistem deluje optimalno in izpolnjuje zahteve glede kakovosti krmiljenja in stabilnosti sistema. To pomeni, da sistem spreminja parametre, ko deluje v drugih načinih, katerih kakovost nadzora morda ne ustreza zahtevam.

Zato bomo za ACS GTE vzeli vrednost časovne konstante T = 0,7 s in dobitek k = 1, sistem pa bomo šteli za idealen, vzet kot standard v prihodnji študiji.

Na podlagi eksperimentalnih podatkov, pridobljenih med različnimi prehodi poti, so bile izbrane točke, povezane s spremembo višine in hitrosti leta: za čas 50, 200, 500 s.

Po znanih formulah smo z uporabo eksperimentalnih podatkov na izbranih točkah dobili vrednosti časovne konstante in dobička za WT in GTE. Pri modeliranju v shemi ACS plinskoturbinskega motorja so se modeli vetrne turbine in plinskoturbinskega motorja izmenično spreminjali s pridobljenimi eksperimentalnimi parametri vetrovnika in plinskoturbinskega motorja, kar je omogočilo analizo sistema glede na zahteve. opisano zgoraj. V prihodnje bomo uporabljali simulacijski čas 50 s, saj bo za študij dovolj.

riž. Slika 3. Rezultati simulacije GTE ACS za čas simulacije 50 s: a - prehodni proces GTE ACS z eksperimentalnimi podatki (-), GTE ACS z modeloma WT in GTE (- -); b - idealen ACS GTE; c - ACS GTE z modeli

Rezultati simulacije ACS GTE za 50 s so prikazani na sl. 3. Modeliranje sistema je bilo izvedeno v treh fazah: za idealno shemo s parametri, uporabljenimi pri načrtovanju avtomatskega krmilnega sistema plinskoturbinskega motorja, kot tudi za sistem z eksperimentalnimi podatki in sistem z uporabo zgornji pristop z matematičnimi modeli vetrovnika in plinskoturbinskega motorja za prilagoditev delovanja celotnega sistema.

Kot je razvidno iz slike, se prehodni proces z idealnimi parametri prenosne funkcije za WT in GTE vzpostavi v času regulacije, ki je 5 s; sistem z eksperimentalnimi vrednostmi je precej inercien in ne izpolnjuje zahtev glede kakovosti in stabilnosti nadzora, za prilagoditev ACS plinskoturbinskega motorja so bili uvedeni matematični modeli vetrne turbine in plinskoturbinskega motorja, kar je skrajšalo čas krmiljenja in začel izpolnjevati zahteve.

Kot je razvidno iz sl. 3, c, je prehodni proces predlaganega ACS GTE slabše kakovosti: vrednost ne doseže enote. Tako je za povečanje natančnosti prehodnega procesa predlagana uvedba LB, ki temelji na mehki logiki, katere baza znanja in funkcije članstva za vhodne in izhodne parametre bodo ustrezale grafu odvisnosti napak od krmilni signal (slika 4).

Za zagotovitev sprejemljive narave procesa prehoda predlaganega ACS GTE se predlaga uvedba še enega regulatorja: integracijske povezave. Eksperimentalno modeliranje je pokazalo, da je za integrator vrednost ojačenja (k), ki je enaka 150, zadostovala za povečanje kakovosti izhodnih parametrov. Na sl. Slika 5 prikazuje tak prehodni proces, na grafu pa je narisanih več točk, ki označujejo idealen proces.

Takšna parametrična in strukturna sprememba je omogočila kvalitativno spreminjanje izhodnih parametrov sistema z eksperimentalnimi podatki in približevanje idealnim parametrom, izbranim v članku. Ideja o uvedbi matematičnih modelov WT in GTE v krmilno zanko se odraža v patentu.

riž. Slika 4. Odvisnost napak modela in ADT (ξ modelei , ξ ADT) od krmilnega signala u razdeljen na cone: 1 - najmanjša, 2 - povprečna, 3 - največja

riž. Slika 5. Prehodni procesi ACS GTE z modeli in uvedbo integratorja v strukturo (—), idealni GTE (- -)

Rezultati simulacije raziskanega GTE ACS kažejo na veljavnost predlaganega pristopa za izboljšanje kakovosti vodenja. Razdelitev krmilnega predmeta na WT in GTE omogoča upoštevanje dinamike izvršilnega dela sistema in motorja, mogoče je uporabiti neusklajenost med deli blok diagram ACS GTE, s čimer se poveča zanesljivost in stabilnost sistema v različnih načinih. Intelektualni pristop je omogočil oblikovanje LB, kar je kvalitativno izboljšalo izhodne parametre sistema in omogočilo približevanje idealnim z zadostno stopnjo natančnosti.

Bibliografska povezava

Denisova E.V., Černikova M.A. AVTOMATSKI SISTEM KRMILJENJA PLINSKOTURBINSKIH MOTORJEV Z UVODENJEM MATEMATIČNIH MODELOV V KONTROLNO ZANKO // Fundamentalne raziskave. - 2016. - Št. 9-2. – str. 243-248;
URL: http://fundamental-research.ru/ru/article/view?id=40728 (datum dostopa: 24. 10. 2019). Predstavljamo vam revije, ki jih izdaja založba "Academy of Natural History"

Lastniki patenta RU 2446298:

Uporaba: v avtomatskih krmilnih sistemih (ACS) plinskoturbinskih motorjev (GTE). Učinek: prilagodljivo krmiljenje različnih izhodnih koordinat plinskoturbinskega motorja s pomočjo izbirnika kanalov in signalnega samonastavljivega vezja, zaradi česar se odpravijo prekoračitve izhodnih koordinat motorja, določena kakovost prehodnih procesov vklopljenega ACS je zagotovljen kanal, kar prispeva k povečanju vira plinskoturbinskega motorja. Sistem dodatno obsega selektor maksimalnega signala, tretji primerjalni element, enoto za ujemanje, stikalo in drugi seštevalni element, ki sta povezana zaporedno, pri čemer sta prvi in ​​drugi vhod izbirnika največjega signala povezana s prvim in drugim vhodom izbirnik minimalnega signala, katerega izhod je povezan z drugim vhodom tretjega primerjalnega elementa. , je izhod prvega primerjalnega elementa povezan z drugim vhodom drugega seštevalnega elementa, katerega izhod je povezan z vhodom regulatorja hitrosti rotorja je izhod logične naprave povezan z drugim vhodom stikala, katerega drugi izhod je povezan z drugim vhodom prvega seštevalnega elementa. 2 bolna.

Izum se nanaša na področje avtomatskih krmilnih sistemov (ACS) plinskoturbinskega motorja (GTE).

Poznan je sistem avtomatskega krmiljenja GTE, pri katerem so za odpravo negativnega vpliva interakcije regulatorjev na lastnosti krmilnega sistema z enim regulacijskim faktorjem na voljo merilniki hitrosti rotorja GTE in temperature plina, regulatorji le-teh. parametri, izbirnik minimalnega signala, aktuator, ki vpliva na porabo goriva.

Pomanjkljivost te sheme je, da je interakcija krmilnih kanalov ohranjena v prehodnih načinih. Ta ACS GTE ima nizko dinamično natančnost in prekoračitev temperature med izbiro, kar je mogoče razložiti na naslednji način.

GTE ima različne dinamične karakteristike za različne izhodne koordinate krmilnega objekta glede na porabo goriva.

Poglejmo si ACS GTE kot dvodimenzionalni objekt z enim krmilnim dejanjem, ki uporablja algebraični izbirnik minimalnega signala. Prvi kanal tega ACS je kontrolni kanal, ki določa način delovanja objekta na izhodni koordinati Y 1 , njegova določena vrednost Y 10 je odvisna od časa. Drugi kanal je omejevalni kanal, njegova vnaprej določena vrednost Y 20 je konstantna in določa maksimalni način delovanja objekta vzdolž koordinate Y 2 .

Funkcije prenosa nadzornega objekta:

Y koordinata 1:

vzdolž koordinate Y 2:

kjer je p operator Laplaceove transformacije;

K 1 , K 2 - koeficienti prenosa;

A 1 (p), A 2 (p), B(p) - polinomi, odvisni od vrste predmeta.

Predpostavimo, da je vrstni red A 1 (p) manjši od reda B(p), red A 2 (p) pa je enak redu B(p). Tak matematični opis je značilen na primer za dinamične značilnosti plinskoturbinskega motorja glede na vrtilno frekvenco rotorja in temperaturo plina s spremembo pretoka goriva v zgorevalno komoro.

Prenosna funkcija splošnega izodromskega krmilnika

Prenosne funkcije krmilnika prvega - W 1 (p) in drugega - W 2 (p) kanala so izbrane na podlagi določenih zahtev za dinamične značilnosti vsakega od njih. To je mogoče storiti na naslednji način. Zahtevamo, da prenosne funkcije posameznih odprtih kanalov, brez upoštevanja zakasnitve koordinatnih metrov, izpolnjujejo enakosti:

kjer sta W m1 (p) in W m2 (p) prenosni funkciji referenčnih modelov

odprtih kanalov. Potem

Če so v obrazcu izbrane prenosne funkcije posameznih odprtih kanalov

potem morajo imeti regulatorji po (6) in (7) za doseganje zahtevane kakovosti regulacije izhodnih koordinat na primer naslednje prenosne funkcije:

V tem primeru je treba vztrajnost temperaturnega senzorja popraviti tako, da so merilniki parametrov nevztrajni.

Kot veste, se običajno uporablja izbirno načelo, po katerem se regulira parameter GTE, ki je najbližji vrednosti, ki jo določi kontrolni program. Zato se mora za doseganje zahtevane kakovosti krmiljenja izbirno stikalo pojaviti v trenutku enakosti neusklajenosti med trenutnimi vrednostmi izhodnih koordinat in njihovimi referenčnimi vrednostmi, t.j. v trenutku enakosti signalov pred regulatorji

Izvedena analiza kaže, da je regulator temperature plina inercialen glede na regulator hitrosti rotorja GTE, zato se izbirnik preklopi iz kanala hitrosti rotorja v kanal temperature plina z zamikom. Posledično pride do prekoračitve temperature plina.

Najbližji po doseženem tehničnem rezultatu, izbran kot najbližji analog, je GTE ACS, ki vsebuje kanale za regulacijo vrtljajev rotorja in temperature plina, izbirnik minimalnega signala, aktuator, dve korektivni povezavi, dva seštevalna elementa, logična naprava (komparator) in ključ.

V tem ACS zaradi vključitve dveh navzkrižno popravljajočih povezav s prenosnimi funkcijami

pride do spremembe pogonskega delovanja odprtega kanala za omejevanje temperature plina in izpolnjevanje pogoja

pri preklopu ACS na kanal za omejitev temperature plina, ko so signali na vhodih izbirnika minimalnega signala enaki

To vam omogoča, da dobite zahtevana kakovost prehodni proces s temperaturo plina, ko je ta kanal vklopljen.

Pomanjkljivost takšnega avtomatskega krmilnega sistema je v tem, da se pri preklopu nazaj s temperaturnega kanala plina na kanal hitrosti rotorja spremeni struktura, parametri korektivnih členov in mesto vklopa korektivnega signala, t.j. ta sistem ni prilagodljiv na spremembe v svoji strukturi med izbiro kanala in v tem primeru ne zagotavlja določene kakovosti prehodnih procesov.

Naloga, ki jo je treba rešiti s predlaganim izumom, je izboljšati dinamične lastnosti ACS z odpravo prekoračitev in zagotavljanjem določene kakovosti prehodnih pojavov v izhodnih koordinatah plinskoturbinskega motorja z neposrednim in povratnim vklopom različnih kanalov motorja. sistem z izbirnikom, kar vodi do izboljšanja kakovosti krmilnega sistema in do podaljšanja življenjske dobe motorja.

Rešitev problema je dosežena z dejstvom, da v avtomatskem krmilnem sistemu plinskoturbinskega motorja, ki vsebuje serijsko povezan regulator hitrosti rotorja, izbirnik minimalnega signala, izodromski krmilnik, plinskoturbinski motor, merilnik vrtljajev rotorja in prvi primerjalni element, regulator hitrosti rotorja, katerega izhod je povezan z drugim vhodom prvega primerjalnega elementa, serijsko povezan merilnik temperature plina, drugi primerjalni element, prvi seštevalni element, regulator temperature plina in logična naprava, generator temperature plina, katerega izhod je povezan z drugim vhodom drugega primerjalnega elementa, izhod regulatorja hitrosti rotorja pa je povezan z drugim vhodom logične naprave, izhod regulatorja temperature plina je priključen na drugi vhod izbirnika minimalnega signala, drugi izhod plinskoturbinskega motorja pa je v nasprotju s prototipom priključen na vhod merilnika temperature plina vendar so izbirnik največjega signala, tretji primerjalni element, enota ujemanja, stikalo in drugi seštevalni element povezani zaporedno, prvi in ​​drugi vhod izbirnika največjega signala pa sta povezana s prvim in drugim vhodom minimalnega selektor signala, katerega izhod je povezan z drugim vhodom tretjega primerjalnega elementa, izhod prvega primerjalnega elementa je povezan z drugim vhodom drugega seštevalnega elementa, katerega izhod je povezan z vhodom rotorja regulatorja hitrosti, je izhod logične naprave povezan z drugim vhodom stikala, katerega drugi izhod je povezan z drugim vhodom prvega seštevalnega elementa.

Bistvo sistema je prikazano z risbami. Slika 1 prikazuje blokovni diagram avtomatskega krmilnega sistema plinskoturbinskega motorja; slika 2 - rezultati simulacije prehodnih pojavov v avtomatskem krmilnem sistemu plinskoturbinskega motorja za preklapljanje različnih kanalov s selektorjem minimalnega signala:

a) od kanala hitrosti rotorja do kanala temperature plina, b) od kanala temperature plina do kanala hitrosti rotorja, z ali brez prilagoditvene zanke, medtem ko so izhodne koordinate GTE predstavljene v relativni obliki

Avtomatski krmilni sistem plinskoturbinskega motorja vsebuje serijsko povezan regulator hitrosti rotorja 1, izbirnik minimalnega signala 2, izodromski krmilnik 3, plinskoturbinski motor 4, merilnik vrtljajev rotorja 5 in prvi primerjalni element 6, rotor regulator hitrosti 7, katerega izhod je povezan z drugim vhodom prvega primerjalnega elementa 6, serijsko povezanega merilnika temperature plina 8, drugega primerjalnega elementa 9, prvega seštevalnega elementa 10, regulatorja temperature plina 11 in logične naprave 12 je generator temperature plina 13, katerega izhod je povezan z drugim vhodom drugega primerjalnega elementa 9, izhodni vrtilni vrtilni rotor krmilnika 1 pa je povezan z drugim vhodom logične naprave 12, izhodom temperature plina. krmilnik 11 je priključen na drugi vhod izbirnika minimalnega signala 2, drugi izhod plinskoturbinskega motorja 4 pa je povezan z vhodom merilnika temperature plina 8, medtem ko sistem nadalje obsega izbirnik največjega signala 14, tretji primerjalni element 15, enota ujemanja 16, stikalo 17 in drugi seštevalni element 18 so povezani zaporedno, prvi in ​​drugi vhod izbirnika največjega signala 14 sta povezana s prvim oziroma drugim vhodi izbirnika minimalnega signala 2, katerega izhod je povezan z drugim vhodom tretjega primerjalnega elementa 15, je izhod prvega primerjalnega elementa 6 povezan z drugim vhodom drugega seštevalnega elementa 18, katerega izhod je priključen na vhod krmilnika hitrosti rotorja 1, izhod logične naprave 12 je povezan z drugim vhodom stikala 17, katerega drugi izhod je povezan z drugim vhodom prvega seštevalnega elementa 10.

Avtomatski krmilni sistem plinskoturbinskega motorja deluje na naslednji način.

V kanalu za krmiljenje hitrosti rotorja GTE 4 se signal merilnika vrtljajev rotorja 5, ki je sorazmeren s številom vrtljajev rotorja, dovaja do prvega primerjalnega elementa 6, kjer se primerja z izhodnim signalom regulatorja hitrosti rotorja 7 in se oblikuje izhodni signal napake E 1, ki je sorazmeren z odstopanjem vrtljajev rotorja od nastavljene vrednosti. Ta signal se skozi drugi seštevalni element 18 dovaja na vhod regulatorja hitrosti rotorja 1, katerega izhod U 1 je povezan s prvim vhodom izbirnika minimalnega signala 2.

V kanalu za nadzor temperature plina GTE 4 se signal iz merilnika temperature plina 8, ki je sorazmeren s temperaturo plina, dovaja do drugega primerjalnega elementa 9, kjer se primerja z izhodnim signalom merilnika temperature plina. 7 in se oblikuje izhodni signal napake E 2, ki je sorazmeren z odstopanjem temperature plina od nastavljene vrednosti. Ta signal se skozi prvi seštevalni element 10 dovaja na vhod regulatorja temperature plina 11, katerega izhod U 2 je povezan z drugim vhodom izbirnika minimalnega signala 2.

Izbirnik minimalnega signala 2 odda izhodni signal

krmilnega kanala, ki trenutno glede na pogoje delovanja plinskoturbinskega motorja zahteva manjšo porabo goriva. Signal iz izbirnika minimalnega signala 2 skozi izodromski regulator 3, ki opravlja tudi funkcijo aktuatorja, spremeni porabo goriva v zgorevalni komori plinskoturbinskega motorja 4.

Izhodni signali regulatorja hitrosti rotorja 1 U 1 in regulatorja temperature plina 11 U 2 se dovajajo na vhode izbirnika največjega signala 14, na izhodu katerega se ustvari signal

Na izhodu tretjega primerjalnega elementa 15 se določi razlika signalov na izhodu regulatorjev

kjer je U zam - izhodni signal krmilnika zaprtega kanala;

U-krat - izhodni signal regulatorja odprtega kanala.

Izhodna signala U 1 in U 2 se dovajata tudi na vhod logične naprave 12, na izhodu katere se oblikuje logični signal L, ki določa zaprt kanal ACS

Izhodni signal ε tretjega primerjalnega elementa 15 se prek enote ujemanja 16 in stikala 17 dovaja na vhod ustreznega odprtega kanalnega krmilnika s pomočjo prvega 10 ali drugega 18 seštevalnega elementa, ki je določen s stanjem stikala 17 v skladno z logičnim signalom L logične naprave 12. Ker ε manj kot nič, potem ta signal zmanjša glavno delovanje odprtega kanala in s tem popravi trenutek preklopa kanala.

Kot je navedeno zgoraj, imajo regulatorji hitrosti rotorja 1 in temperature plina 11 različne dinamične lastnosti, zaradi česar je preklopno stanje izbirnika minimalnega signala 2

razlikuje od potrebnega referenčnega pogoja za preklop ACS - enakost neusklajenosti med trenutnimi vrednostmi izhodnih koordinat in vpliva na njihovo nastavitev

Zato je treba te pogoje uskladiti. Kot je znano, je usklajevanje obnašanja posameznih kanalov ACS možno zaradi krmilne zanke njihovega relativnega gibanja. V tem primeru je to zagotovljeno z uvedbo zanke za samonastavitev signala za razliko signala ε na izhodu regulatorjev z vplivom na glavno delovanje odprtega kanala sistema. To omogoča izgradnjo avtomatskega krmilnega sistema za plinskoturbinski motor, ki je prilagodljiv na spremembe njegove strukture pri preklapljanju kanalov s izbirnikom.

Naj bo kanal za regulacijo vrtljajev rotorja zaprt, t.j. prvi kanal. Nato je izhod signalnega samouravnavalnega vezja s pomočjo prvega seštevalnega elementa 10 povezan z vhodom regulatorja temperature plina 11 drugega odprtega kanala.

Signal na izhodu regulatorja hitrosti rotorja

Signal na izhodu regulatorja temperature plina

kjer je W c (p) prenosna funkcija ujemajoče se enote 16.

Nato razlika med signali na izhodu regulatorjev

Za W c (p) enako K in K dovolj velik, dobimo

ε→0; U 2 → U 1,

kjer je m dovolj majhna vrednost.

Tako se zaradi delovanja signalnega samonastavljivega vezja preklopni moment izbirnika minimalnega signala 2

se približa pogoju preklopa kanalov na podlagi napak kanalov

To vam zato omogoča, da odpravite prekoračitev in zagotovite potrebno kakovost prehodnega procesa pri zapiranju in vklopu regulatorja temperature plina 11. Ko je U 1 enak U 2, se kanali preklopijo, nato pa, ko je U 1 večji od U 2 - sprememba stanja kanala: prvi kanal postane odprt, drugi kanal pa se zapre. To vodi tudi do spremembe strukture samonastavljive zanke.

Podobni procesi so značilni za ACS, ko se izbirnik preklopi iz zaprtega kanala temperature plina na kanal hitrosti rotorja. V tem primeru se izhodni signal samonastavljivega vezja vklopi s pomočjo stikala 17 in drugega seštevalnega elementa 18 na vhod regulatorja hitrosti rotorja 1, s čimer se spremeni nastavitveni učinek prvega kanala.

Ker vrstni red imenovalcev prenosnih funkcij posameznih krmilnikov W 1 (p) in W 2 (p) dvogrednega plinskoturbinskega motorja ni višji od dveh, zagotavlja samonastavljiva zanka dobra kakovost prehodni procesi pri dovolj visokih vrednostih prenosnega koeficienta K.

Rezultati simulacije obravnavanega ACS GTE, prikazani na sliki 2, z nastavitvami učinkov kanalov

in izpolnjevanje pogojev (8) kažeta, da se z neposrednim in povratnim preklapljanjem kanalov s selektorjem kakovost prehodnih procesov vklopljenega kanala bistveno izboljša z uvedbo samonastavljive zanke. ACS ohranja določeno kakovost pri spreminjanju strukture, t.j. je prilagodljiv.

Tako zahtevani izum omogoča prilagodljivo krmiljenje različnih izhodnih koordinat plinskoturbinskega motorja z uporabo izbirnika kanalov in vezja za zagon signala. Odpravljene so prekoračitve izhodnih koordinat motorja, zagotovljena je določena kakovost prehodnih procesov vklopljenega kanala sistema, kar prispeva k podaljšanju življenjske dobe plinskoturbinskega motorja.

Literaturni viri

1. Integrirani sistemi za avtomatsko krmiljenje letalskih elektrarn. / Ed. A.A.Ševjakova. - M .: Mashinostroenie, 1983. - 283 str., str. 126, slika 3.26.

2. Integrirani sistemi za avtomatsko krmiljenje letalskih elektrarn. / Ed. A.A.Ševjakova. - M.: Mashinostroenie, 1983. - 283 str., str.110.

3. Potrdilo Ruske federacije št. 2416 za uporaben model. IPC 6 F02C 9/28. Avtomatski krmilni sistem plinskoturbinskega motorja. / V. I. Petunin, A. I. Frid, V. V. Vasiljev, F. A. Shaimardanov. prijava št. 95108046; dec. 18. 05. 95; publ. 16.07.96; Bik. št. 7.

4. Miroshnik I.V. Dosledno upravljanje večkanalnih sistemov. - L .: Energoatomizdat, 1990. - 128 str., str. 21, slika 1.8.

Avtomatski krmilni sistem plinskoturbinskega motorja, ki obsega serijsko povezan regulator hitrosti rotorja, izbirnik minimalnega signala, izodromski regulator, plinskoturbinski motor, merilnik vrtljajev rotorja in prvi primerjalni element, regulator hitrosti rotorja, izhod ki je priključen na drugi vhod prvega primerjalnega elementa, serijsko povezan merilnik temperature plina, drugi primerjalni element, prvi seštevalni element, regulator temperature plina in logična naprava, oddajnik temperature plina, katerega izhod je priključen na drugi vhod drugega primerjalnega elementa, izhod regulatorja hitrosti rotorja je povezan z drugim vhodom logične naprave, izhod regulatorja temperature plina je povezan z drugim vhodom izbirnika minimalnega signala in drugi izhod plinskoturbinskega motorja je povezan z vhodom merilnika temperature plina, značilen po tem, da dodatno vsebuje selektorje, povezane serijsko m maksimalni signal, tretji primerjalni element, enota ujemanja, stikalo in drugi element seštevanja, pri čemer sta prvi in ​​drugi vhod izbirnika največjega signala povezana s prvim in drugim vhodom izbirnika minimalnega signala, katerega izhod je povezan z drugim vhodom tretjega primerjalnega elementa, izhod prvega primerjalnega elementa je povezan z drugim vhodom drugega seštevalnega elementa, katerega izhod je povezan z vhodom regulatorja hitrosti rotorja, izhod regulatorja logična naprava je priključena na drugi vhod stikala, katerega drugi izhod je povezan z drugim vhodom prvega seštevalnega elementa.

KONVENCIONALNE KRATICE

AC - avtomatski sistem

AD - letalski motor

VZ - dovod zraka

VNA - vhodna vodilna lopatica

letalo - letalo

HP - visok tlak

GDU - plinsko dinamična stabilnost

GTE - plinskoturbinski motor

DI - dozirna igla

HPC - visokotlačni kompresor

KND - kompresor nizek pritisk

ON - vodilni aparat

LP - nizek tlak

RUD - krmilna ročica motorja

ACS - avtomatski krmilni sistem

SU - elektrarna

TVD - turbopropelerski motor; visokotlačna turbina

TND - nizkotlačna turbina

turboventilatorski motor - obvodni turboreaktivni motor

TRDDF - obvodni turboreaktivni motor z naknadnim zgorevanjem

TO - vzdrževanje

CPU - centralna procesna enota

ACU - krmilna enota aktuatorja

AFDX - format podatkovnega vodila

ARINC 429 - format podatkov digitalnega vodila

DEC/DECU - digitalna elektronska krmilna enota

EEC - elektronsko krmiljenje motorja - blok elektronskega krmilnega sistema motorja; elektronski regulator

EMU - nadzorna enota motorja - krmilna enota motorja

EOSU - elektronska zaščitna enota pred prekoračitvijo hitrosti

ETRAS - elektromehanski sistem za aktiviranje povratne sile potiska

FADEC - popolno digitalno elektronsko krmiljenje

FCU - krmilna enota za gorivo

FMS - odsek za merjenje goriva - enota za merjenje goriva

N1 - nizkotlačna hitrost rotorja

N2 - visokotlačna hitrost rotorja

ODMS - magnetni senzor oljnih ostankov

SAV - zračni ventil zaganjalnika

VMU - enota za merjenje vibracij

UVOD

Splošne informacije o avtomatskih krmilnih sistemih za plinskoturbinske motorje letal

2 Težave, ki nastanejo med delovanjem sistemov za avtomatsko krmiljenje motorjev tipa FADEC

Plinskodinamične sheme plinskoturbinskih motorjev

1 Plinskodinamične značilnosti plinskoturbinskih motorjev

2 Upravljanje motorja

Sistemi za upravljanje goriva

1 Glavni regulator goriva

2 Poenostavljena shema upravljanja goriva

3 Hidropnevmatski sistemi za upravljanje goriva, HPT PT6

4 Sistem upravljanja goriva Bendix DP-L2

5 Elektronski sistem za programiranje goriva

6 Nadzor moči in programiranje goriva (CFM56-7B)

7 APU sistem za upravljanje goriva

8 Nastavitev sistema za upravljanje goriva

Avtomatski krmilni sistem

1 Glavno telo

2 Opis in delovanje

3 Sistem upravljanja goriva

4 Sistem prikazovanja porabe goriva

Seznam uporabljene literature

UVOD

Plinskoturbinski motorji (GTE) so v šestdesetih letih svojega razvoja postali glavna vrsta motorjev za letala sodobnega civilnega letalstva. Plinskoturbinski motorji so klasičen primer najkompleksnejše naprave, katere deli delujejo dolgo časa v pogojih visokih temperatur in mehanskih obremenitev. Visoko učinkovito in zanesljivo delovanje letalskih plinskih turbinskih elektrarn sodobnih letal je nemogoče brez uporabe posebnih avtomatskih krmilnih sistemov (ACS). Izjemno pomembno je spremljati delovne parametre motorja, jih upravljati, da zagotovimo visoko zanesljivost in dolgo življenjsko dobo. Zato igra izbira avtomatskega sistema za upravljanje motorja veliko vlogo.

Trenutno se svet široko uporablja letalo, ki so opremljeni z motorji V generacije, opremljenimi z najnovejšimi avtomatskimi krmilnimi sistemi, kot je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Na letalske plinskoturbinske motorje prvih generacij so bile nameščene hidromehanske samohodne puške.

Hidromehanski sistemi so prehodili dolgo pot v razvoju in izboljšavah, od najpreprostejših, ki temeljijo na nadzoru dovoda goriva v zgorevalno komoro (CC) z odpiranjem/zapiranjem zapornega ventila (ventila), do sodobnih hidroelektronskih sistemov, v pri katerem se vse glavne krmilne funkcije izvajajo s pomočjo hidromehanskih števcev -odločujoče naprave, le za izvajanje nekaterih funkcij (omejevanje temperature plina, vrtljajev rotorja turbopolnilnika itd.) se uporabljajo elektronski regulatorji. Vendar to zdaj ni dovolj. Za izpolnjevanje visokih zahtev varnosti in ekonomičnosti letenja je treba ustvariti popolnoma elektronske sisteme, v katerih se vse krmilne funkcije izvajajo s pomočjo elektronske tehnologije, izvršilni organi pa so lahko hidromehanski ali pnevmatski. Takšni avtomatski krmilni sistemi so sposobni ne le nadzorovati veliko število parametrov motorja, temveč tudi spremljati njihove trende, jih upravljati, s čimer po ustaljenih programih nastavijo motor v ustrezne načine delovanja in komunicirajo s sistemi letala za doseganje največja učinkovitost. V takšne sisteme spada FADEC ACS.

Resna študija zasnove in delovanja avtomatskih krmilnih sistemov letalskih plinskoturbinskih motorjev je nujen pogoj za pravilno oceno tehničnega stanja (diagnostike) krmilnih sistemov in njihovih posameznih elementov ter varnega delovanja ACS letal. plinskoturbinske elektrarne kot celota.

1. SPLOŠNE INFORMACIJE O AVTOMATSKIH NADZORNIH SISTEMIH ZA LETALO GTE

1 Namen avtomatskih krmilnih sistemov

nadzor goriva plinskoturbinskega motorja

ACS je zasnovan za (slika 1):

nadzor zagona in zaustavitve motorja;

nadzor načina delovanja motorja;

zagotavljanje stabilnega delovanja kompresorja in zgorevalne komore (CC) motorja v ustaljenih in prehodnih pogojih;

preprečevanje preseganja parametrov motorja nad največjo dovoljeno vrednostjo;

zagotavljanje izmenjave informacij z letalskimi sistemi;

integrirano krmiljenje motorja v sklopu letalske elektrarne po ukazih iz sistema vodenja letala;

zagotavljanje nadzora uporabnosti elementov ACS;

spremljanje delovanja in diagnosticiranje stanja motorja (s kombiniranim ACS in krmilnim sistemom);

priprava in izdajanje informacij o stanju motorja v sistem registracije.

Omogoča nadzor zagona in zaustavitve motorja. Ob zagonu ACS izvaja naslednje funkcije:

nadzoruje dovod goriva v zgorevalno komoro, vodilne lopatice (HA), zračne obvode;

nadzoruje zagonsko napravo in vžigalne enote;

ščiti motor med prenapetostjo, okvarami v kompresorju in pred pregrevanjem turbine;

ščiti zagonsko napravo pred prekoračitvijo mejne hitrosti.

riž. 1. Namen avtomatskega krmilnega sistema motorja

ACS zagotavlja izklop motorja iz katerega koli načina delovanja na ukaz pilota ali samodejno ob doseganju mejnih parametrov, kratkotrajno prekinitev oskrbe z gorivom v glavni CS v primeru izgube plinskodinamične stabilnosti kompresorja (GDU).

Nadzor delovanja motorja. Krmiljenje se izvaja po ukazih pilota v skladu z določenimi krmilnimi programi. Krmilno delovanje je poraba goriva v kompresorski postaji. Med krmiljenjem se vzdržuje določen kontrolni parameter, pri čemer se upoštevajo parametri zraka na vstopu v motor in parametri znotraj motorja. V večpovezanih krmilnih sistemih je mogoče krmiliti tudi geometrijo pretočne poti za izvajanje optimalnega in prilagodljivega krmiljenja, da se zagotovi največja učinkovitost kompleksa "CS - letalo".

Zagotavljanje stabilnega delovanja kompresorja, CS motorja v ustaljenih in prehodnih pogojih. Za stabilno delovanje kompresorja in CS, avtomatsko programsko krmiljenje dovoda goriva v zgorevalno komoro v prehodnih načinih, krmiljenje zračnih obvodnih ventilov iz kompresorja ali za kompresorjem, nadzor kota vgradnje rotacijskih lopatic Izvajata se VHA in HA kompresorja. Krmiljenje zagotavlja pretok linije načinov delovanja z zadostno mejo plinsko-dinamične stabilnosti kompresorja (ventilator, ojačevalne stopnje, LPC in HPC). Sistemi proti prenapetosti in zastoju se uporabljajo za preprečevanje prekoračitve parametrov v primeru izgube kompresorske plinskoturbinske enote.

Preprečevanje preseganja parametrov motorja nad največjo dovoljeno vrednostjo. Najvišji dovoljeni parametri se razumejo kot največji možni parametri motorja, omejeni s pogoji za izpolnjevanje značilnosti plina in višinsko-hitrosti. Dolgotrajno delovanje v načinih z največjimi dovoljenimi parametri ne sme povzročiti uničenja delov motorja. Glede na zasnovo motorja se samodejno omeji naslednje:

največja dovoljena hitrost vrtenja rotorjev motorja;

največji dovoljeni zračni tlak za kompresorjem;

najvišja temperatura plina za turbino;

najvišja temperatura materiala lopatic turbine;

minimalna in največja poraba goriva v kompresorski postaji;

največja dovoljena hitrost vrtenja turbine zagonske naprave.

V primeru vrtenja turbine v primeru zloma njene gredi se motor samodejno izklopi z največjo možno hitrostjo zapornega ventila za gorivo v zgorevalni komori. Uporabimo lahko elektronski senzor, ki zazna presežek mejne hitrosti, ali mehansko napravo, ki zazna medsebojni obodni premik gredi kompresorja in turbine ter določi trenutek, ko se gred zlomi, da se izklopi dovod goriva. V tem primeru so krmilne naprave lahko elektronske, elektromehanske ali mehanske.

Zasnova ACS mora predvideti nadsistemska sredstva za zaščito motorja pred poškodbami, ko so doseženi mejni parametri v primeru okvare glavnih krmilnih kanalov ACS. Predvidena je lahko ločena enota, ki ob doseganju mejne vrednosti za nadsistemsko mejo katerega koli od parametrov z največjo hitrostjo izda ukaz za izklop goriva v CS.

Izmenjava informacij z letalskimi sistemi. Izmenjava informacij poteka po serijskih in vzporednih kanalih izmenjave informacij.

Izdaja informacij nadzorni in kontrolni in nastavitveni opremi. Za ugotavljanje dobrega stanja elektronskega dela ACS, odpravljanje težav, nastavitev delovanja elektronskih enot, komplet dodatne opreme motorja vključuje posebno nadzorno, preskusno in nastavitveno ploščo. Daljinski upravljalnik se uporablja za zemeljska dela, v nekaterih sistemih je nameščen na krovu letala. Izmenjava informacij se med ACS in centralo izvaja preko kodnih komunikacijskih linij preko posebej priključenega kabla.

Integrirano krmiljenje motorja kot del krmilnega sistema letala na podlagi ukazov iz krmilnega sistema letala. Za doseganje največje učinkovitosti motorja in letala kot celote so integrirani krmilni sistemi motorja in drugi krmilni sistemi. Krmilni sistemi so integrirani na podlagi vgrajenih digitalnih računalniških sistemov, združenih v vgrajeni kompleksen nadzorni sistem. Integrirano krmiljenje se izvaja s prilagajanjem krmilnih programov motorja iz krmilnega sistema CS, z izdajo parametrov motorja za nadzor dovoda zraka (AI). Na signal ACS VZ se izdajo ukazi za nastavitev elementov mehanizacije motorja v položaj povečanja rezerv kompresorja GDU. Da bi preprečili zastoje v nadzorovanem dovodu zraka, ko se spremeni način letenja, je način motorja ustrezno prilagojen ali fiksiran.

Preverjanje zdravja elementov ACS. V elektronskem delu motornega ACS se samodejno spremlja uporabnost elementov ACS. V primeru okvare elementov ACS se informacije o okvarah izdajo nadzornemu sistemu krmilnega sistema letala. Izvaja se rekonfiguracija krmilnih programov in strukture elektronskega dela ACS, da se ohrani njegova operativnost.

Nadzor delovanja in diagnostika stanja motorja. ACS, integriran s krmilnim sistemom, dodatno opravlja naslednje funkcije:

sprejemanje signalov od senzorjev in signalnih naprav motorja in letala, njihovo filtriranje, obdelava in oddajanje v sisteme za prikazovanje na vozilu, registracijske in druge sisteme letala, pretvorba analognih in diskretnih parametrov;

nadzor tolerance merjenih parametrov;

nadzor parametra potiska motorja v vzletnem načinu;

nadzor kompresorske mehanizacije;

nadzor položaja elementov vzvratne naprave pri potisu naprej in nazaj;

izračun in shranjevanje informacij o času delovanja motorja;

nadzor urne porabe in nivoja olja med točenjem goriva;

nadzor časa zagona motorja in izteka rotorjev LPC in HPC med zaustavitvijo;

krmiljenje sistemov za odsesavanje zraka in sistemov za hlajenje turbin;

nadzor vibracij komponent motorja;

analiza trendov sprememb glavnih parametrov motorja v stacionarnih pogojih.

Na sl. 2 shematično prikazuje sestavo enot avtomatskega krmilnega sistema turboventilatorskega motorja.

Ob sedanji ravni parametrov delovnega procesa letalskih plinskoturbinskih motorjev je nadaljnje izboljšanje lastnosti elektrarn povezano z iskanjem novih načinov vodenja, z integracijo ACS IM v enoten sistem upravljanja letala in motorja ter njihovo skupno upravljanje glede na način in stopnjo leta. Ta pristop postane mogoč s prehodom na elektronske digitalne sisteme za krmiljenje motorja, kot je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), t.j. na sisteme, v katerih elektronika nadzoruje motor na vseh stopnjah in načinih letenja (sistemi s polno odgovornostjo).

Prednosti digitalnega krmilnega sistema s polno odgovornostjo pred hidromehanskim krmilnim sistemom so očitne:

sistem FADEC ima dva neodvisna krmilna kanala, kar znatno poveča njegovo zanesljivost in odpravlja potrebo po večkratni redundanci, zmanjša njegovo težo;

riž. 2. Sestava enot avtomatskega krmilnega sistema, krmiljenja in oskrbe z gorivom turboventilatorskega motorja

sistem FADEC izvaja samodejni zagon, ustaljeno delovanje, omejitev temperature plina in hitrosti vrtenja, zagon po ugasnitvi zgorevalne komore, zaščito pred prenapetostjo zaradi kratkotrajnega zmanjšanja dovoda goriva, deluje na podlagi različnih vrst podatkov, ki prihajajo iz senzorjev;

sistem FADEC je bolj prilagodljiv, ker število in naravo funkcij, ki jih opravlja, je mogoče povečati in spremeniti z uvedbo novih ali prilagajanjem obstoječih programov upravljanja;

sistem FADEC znatno zmanjša delovno obremenitev posadke in omogoča uporabo razširjene tehnologije za krmiljenje zrakoplova fly-by-wire;

Funkcije sistema FADEC vključujejo spremljanje stanja motorja, diagnosticiranje okvar in vzdrževanje informacij o celotni elektrarni. Vibracije, zmogljivost, temperatura, obnašanje sistema za gorivo in olje so le nekateri od mnogih delovnih vidikov, ki jih je mogoče spremljati, da se zagotovi varnost, učinkovit nadzor življenjske dobe in zmanjšani stroški vzdrževanja;

sistem FADEC zagotavlja registracijo časa delovanja motorja in poškodovanosti njegovih glavnih sestavnih delov, zemeljsko in maršalno samokontrolo s shranjevanjem rezultatov v nehlapni pomnilnik;

za sistem FADEC ni potrebe po prilagoditvah in preverjanjih motorja po zamenjavi katerega koli njegovega sestavnega dela.

Sistem FADEC tudi:

nadzoruje vleko v dveh načinih: ročno in avtomatsko;

nadzoruje porabo goriva;

zagotavlja optimalne načine delovanja z nadzorom pretoka zraka vzdolž poti motorja in prilagajanjem razmika za lopaticami rotorja HPT;

nadzoruje temperaturo olja integriranega pogonskega generatorja;

zagotavlja izvajanje omejitev pri delovanju sistema za obračanje potiska na tleh.

Na sl. 3 jasno prikazuje širok nabor funkcij, ki jih izvaja FADEC ACS.

V Rusiji se samohodne puške te vrste razvijajo za modifikacije motorjev AL-31F, PS-90A in številne druge izdelke.

riž. 3. Namen digitalnega sistema za upravljanje motorja s polno odgovornostjo

2 Težave, ki nastanejo med delovanjem sistemov za avtomatsko krmiljenje motorjev tipa FADEC

Opozoriti je treba, da so v zvezi z bolj dinamičnim razvojem elektronike in informacijskih tehnologij v tujini številna podjetja, ki se ukvarjajo s proizvodnjo ACS IM, sredi 80. let prejšnjega stoletja razmišljala o prehodu na sisteme tipa FADEC. Nekateri vidiki tega vprašanja in z njim povezani problemi so bili opisani v poročilih Nase in številnih periodičnih publikacijah. Vendar pa vsebujejo le splošne določbe, navedene so glavne prednosti elektronskega digitalnega ACS. Problemi, ki nastanejo pri prehodu na elektronske sisteme, načini njihovega reševanja in vprašanja v zvezi z zagotavljanjem zahtevanih indikatorjev ACS niso objavljeni.

Do danes je ena najbolj perečih nalog ACS, zgrajenih na podlagi elektronskih digitalnih sistemov, naloga zagotavljanja zahtevane stopnje zanesljivosti. To je predvsem posledica nezadostnih izkušenj pri razvoju in delovanju tovrstnih sistemov.

Iz podobnih razlogov so znane okvare FADEC ACS letalskih plinskoturbinskih motorjev tuje izdelave. Na primer, v sistemu FADEC ACS, nameščenem na turboventilatorjih Rolls-Royce AE3007A in AE3007C, so bile zabeležene okvare tranzistorja, ki bi lahko povzročile okvare teh motorjev med letom, ki se uporabljajo na dvomotornih letalih.

Za turboventilatorski motor AS900 je bilo treba implementirati program, ki zagotavlja samodejno omejevanje parametrov za izboljšanje zanesljivosti sistema FADEC, pa tudi preprečevanje, odkrivanje in obnovitev normalno delovanje po prenapetosti in zastoju. Turboventilator AS900 je bil opremljen tudi z zaščito pred prehitrostjo, dvojnimi povezavami za prenos podatkov na senzorje kritičnih parametrov po vodilu in diskretnimi signali po standardu ARINK 429.

Strokovnjaki, ki so sodelovali pri razvoju in implementaciji FADEC ACS, so odkrili številne logične napake, katerih popravek je zahteval znatne vsote denarja. Ugotovili pa so, da bo v prihodnje z izboljšanjem sistema FADEC mogoče predvideti življenjsko dobo vseh komponent motorja. To bo omogočilo daljinsko upravljanje flote letal iz osrednje točke v kateri koli regiji sveta.

Uvedbo teh novosti bo olajšal prehod od krmiljenja aktuatorjev s centralnimi mikroprocesorji k ustvarjanju inteligentnih mehanizmov, opremljenih z lastnimi krmilnimi procesorji. Prednost takšnega »razpršenega sistema« bi bila zmanjšanje mase zaradi odprave signalnih vodov in pripadajoče opreme. Ne glede na to se bo izboljševanje posameznih sistemov nadaljevalo.

Obetavne izvedbe za posamezne plinskoturbinske motorje tuje proizvodnje so:

izboljšanje sistema upravljanja motorja, zagotavljanje samodejnega zagona in prostega teka z nadzorom odzračevanja zraka in sistemom za preprečevanje zaledenitve, sinhronizacijo sistemov motorja za doseganje nizke ravni hrupa in samodejnega ohranjanja lastnosti ter nadzora vzvratne naprave;

sprememba načela delovanja ACS FADEC, da se motor ne krmili s signali senzorjev tlaka in temperature, temveč neposredno s frekvenco vrtenja HP ​​rotorja zaradi dejstva, da je ta parameter lažje izmeriti kot signal iz dvojnega sistema temperaturno-tlačnih senzorjev, ki ga je treba v obstoječih motorjih pretvoriti. Novi sistem vam bo omogočil hitrejši odziv in manjši razmik krmilne zanke;

namestitev veliko močnejšega procesorja z uporabo standardnih industrijskih čipov in zagotavljanje diagnostike in napovedovanja stanja (operabilnosti) motorja in njegovih značilnosti, razvoj avtomatskega krmilnega sistema FADEC tipa PSC. PSC je sistem v realnem času, ki se lahko uporablja za optimizacijo zmogljivosti motorja ob upoštevanju številnih omejitev, kot je zmanjšanje specifične porabe goriva pri stalnem potisku;

vključitev integriranega nadzornega sistema v ACS FADEC tehnično stanje motor. Motor se regulira glede na zmanjšano število vrtljajev ventilatorja, ob upoštevanju višine leta, zunanje temperature, vrednosti potiska in Machovega števila;

integracijo sistema za spremljanje motorja, EMU (Engine Monitoring Unit), s FADEC, ki bo omogočil primerjavo več podatkov v realnem času in zagotovil večjo varnost, ko motor deluje "blizu fizičnih meja". Na podlagi uporabe poenostavljenega termodinamičnega modela, pri katerem se dejavniki, kot sta temperatura in sprememba napetosti, upoštevajo skupaj kot skupni indikator kopičenja utrujenosti, EMU omogoča tudi nadzor pogostosti uporabe skozi čas. Obstaja tudi nadzor nad situacijami, kot so "cvileči" zvok, škripanje, povečane vibracije, prekinjen zagon, ugasnitev plamena, prenapetost motorja. Novost za sistem FADEC je uporaba magnetnega senzorja za detekcijo kovinskih delcev ODMS (Oil-debris Magnetic Sensor), ki omogoča ne samo določanje velikosti in količine železo vsebujočih delcev, temveč jih tudi odstrani za 70 . .. 80 % z uporabo centrifuge. Če se zazna povečanje števila delcev, vam EMU omogoča preverjanje vibracij in prepoznavanje nevarnih procesov, na primer bližajoče se okvare ležaja (za turboventilatorje EJ200);

General Electric je ustvaril dvokanalni digitalni avtomatski krmilni sistem tretje generacije FADEC, katerega odzivni čas je veliko krajši, količina pomnilnika pa je večja kot pri prejšnjih proizvedenih avtomatskih krmilnih sistemih FADEC dvokrožnih motorjev. s strani tega podjetja. Zahvaljujoč temu ima ACS dodatne rezervne zmogljivosti za izboljšanje zanesljivosti in potiska motorja. FADEC ACS bo imel tudi napredno zmožnost filtriranja vibracijskih signalov za prepoznavanje in diagnosticiranje simptomov bližajoče se okvare komponente/delov na podlagi spektralne analize znanih načinov okvare in okvar, kot je odpoved tekalne plasti ležaja. Zahvaljujoč tej identifikaciji bo ob koncu leta prejeto opozorilo o potrebi po vzdrževanju. FADEC ACS bo vseboval dodatno elektronsko tablo, imenovano Personality Board. Njegove posebnosti so podatkovno vodilo, ki je v skladu z novim standardom Airbus (AFDX) in nove funkcije (nadzor prekoračitve hitrosti, nadzor vleke itd.). Poleg tega bo nova plošča razširila komunikacijo z enoto za merjenje vibracij (VMU) in elektromehanskim sistemom za aktiviranje povratnega pogona (ETRAS).

2. PLINSKODINAMIČNE SHEME PLINSKOTURBINSKIH MOTORJEV

Kompleksnim zahtevam za pogoje delovanja nadzvočnih večnačinskih letal v največji meri izpolnjujejo turboreaktivni (TRD) in obvodni turboreaktivni motorji (TRDD). Tem motorjem je skupna narava tvorbe proste energije, razlika je v naravi njene uporabe.

Pri motorju z enim krogom (slika 4) se prosta energija, ki jo ima delovna tekočina za turbino, neposredno pretvori v kinetično energijo iztekajočega curka. Pri obvodnem motorju se le del proste energije pretvori v kinetično energijo iztekajočega curka. Preostanek proste energije gre za povečanje kinetične energije dodatne zračne mase. Energijo na dodatno maso zraka prenašata turbina in ventilator.

Uporaba dela proste energije za pospeševanje dodatne mase zraka pri določenih vrednostih parametrov delovnega procesa in s tem pri določeni urni porabi goriva omogoča povečanje potiska motorja in zmanjšanje specifične porabe goriva.

Naj bo poraba zraka turboreaktivnega motorja hitrost iztoka plina. Pri motorju z dvema krogoma v notranjem krogu je pretok zraka enak kot pri motorju z enim krogom in stopnja iztoka plina; v zunanji konturi oziroma in (glej sliko 4).

Predvidevamo, da imata hitrost pretoka zraka in hitrost iztoka plina enokrožnega motorja, ki označuje raven proste energije, določene vrednosti za vsako vrednost hitrosti leta.

Pogoje za uravnoteženje moči tokov v turboreaktivnih in turboventilatorskih motorjih ob odsotnosti izgub v elementih plinsko-zračne poti, ki zagotavljajo povečanje kinetične energije dodatne zračne mase, lahko predstavimo z izrazi

riž. 4. Dvokrožni in enokrožni motorji z enim krogom turbopolnilnika

(1)

Pri razlagi zadnjega izraza ugotavljamo, da del proste energije, prenesene v zunanji krog, poveča energijo toka z nivoja, ki ga ima nasproti tok, na nivo .

Izenačitev pravih delov izrazov (1) in (2), ob upoštevanju zapisa dobimo

, , . (3)

Potisk obvodnega motorja je določen z izrazom

Če izraz (3) relativno razrešimo in rezultat nadomestimo z izrazom (4), dobimo

Največji potisk motorja za dane vrednosti in t je dosežen pri , kar izhaja iz rešitve enačbe.

Izraz (5) at ima obliko

Najpreprostejši izraz za potisk motorja postane ko

Ta izraz kaže, da povečanje obvodnega razmerja vodi v monotono povečanje potiska motorja. In zlasti je razvidno, da prehod iz motorja z enim krogom (m = 0) na motor z dvema krogoma z m = 3 spremlja dvakratno povečanje potiska. In ker poraba goriva v plinskem generatorju ostaja nespremenjena, se tudi specifična poraba goriva zmanjša za polovico. Toda specifični potisk motorja z dvema krogoma je nižji kot pri motorju z enim krogom. Pri V = 0 je specifični potisk določen z izrazom

kar kaže, da se s povečanjem t specifični potisk zmanjša.

Eden od znakov razlike med shemami obvodnih motorjev je narava interakcije med tokovi notranjega in zunanjega tokokroga.

Obvodni motor, pri katerem se tok plina notranjega krogotoka meša s pretokom zraka za ventilatorjem - pretokom zunanjega kroga, se imenuje motor z mešanim tokom.

Dvokrožni motor, pri katerem ti tokovi iztekajo iz motorja ločeno, se imenuje dvokrožni motor z ločenimi krogi.

1 Plinskodinamične značilnosti plinskoturbinskih motorjev

Izhodni parametri motorja - potisk P, specifični potisk P ud in specifična poraba goriva C ud - so v celoti določeni s parametri njegovega delovnega procesa, ki so za vsak tip motorja v določeni odvisnosti od pogojev letenja in parametra. ki določa način delovanja motorja.

Parametri delovnega procesa so: temperatura zraka na vstopu motorja T v *, stopnja povečanja skupnega zračnega tlaka v kompresorju, obvodno razmerje t, temperatura plina pred turbino, pretok v značilni odseki plinsko-zračne poti, učinkovitost njenih posameznih elementov itd.

Za pogoje letenja sta značilni temperatura in tlak nemotenega toka T n in P n ter hitrost V (ali zmanjšana hitrost λ n ali število M) leta.

Parametra T n in V (M ali λ n), ki označujeta pogoje letenja, določata tudi parameter delovnega procesa motorja T v *.

Zahtevani potisk motorja, nameščenega na letalu, je določen z značilnostmi okvirja letala, pogoji in naravo leta. Torej mora biti pri vodoravnem enakomernem letu potisk motorja natančno enak aerodinamičnemu uporu letala P = Q; med pospeševanjem tako v vodoravni ravnini kot pri vzponu mora potisk preseči upor

in višje kot so zahtevane vrednosti pospeška in kota vzpenjanja, večja je zahtevana količina potiska. Zahtevani potisk se poveča tudi s povečanjem preobremenitve (ali kota nagiba) pri zavijanju.

Meje potiska zagotavlja največji način delovanja motorja. Potisk in specifična poraba goriva v tem načinu sta odvisna od višine in hitrosti leta in običajno ustrezata mejnim vrednostim trdnosti takšnih parametrov delovnega procesa, kot so temperatura plina pred turbino, vrtilna frekvenca rotorja motorja in temperatura plina v naknadni gorilnik.

Načini delovanja motorja, pri katerih je potisk pod maksimumom, se imenujejo načini plina. Dušitev motorja - zmanjšanje potiska se izvaja z zmanjšanjem dovoda toplote.

Plinskodinamične lastnosti plinskoturbinskega motorja določajo vrednosti izračunanih parametrov, značilnosti elementov in krmilni program motorja.

Pod konstrukcijskimi parametri motorja mislimo na glavne parametre delovnega procesa pri maksimalnih načinih pri temperaturi zraka na vstopu v motor, določeni za ta motor = .

Glavni elementi plinsko-zračne poti različnih motornih shem so kompresor, zgorevalna komora, turbina in izstopna šoba.

Določene so značilnosti kompresorja (stopnje kompresorja) (slika 5).

riž. 5. Značilnosti kompresorja: a-a - meja stabilnosti; c-c - zaklepni vod na izhodu iz kompresorja; s-s - vrstica načinov delovanja

odvisnost stopnje povečanja skupnega zračnega tlaka v kompresorju od relativne gostote toka na vstopu kompresorja in zmanjšane hitrosti rotorja kompresorja ter odvisnost učinkovitosti od stopnje povečanja skupnega zraka tlak in zmanjšana frekvenca rotorja kompresorja:

Zmanjšan pretok zraka je povezan z relativno gostoto toka q(λ c) z izrazom

(8)

kjer je površina pretočnega dela vstopnega dela kompresorja, predstavlja količino pretoka zraka pri standardnih atmosferskih razmerah na zemlji = 288 K, = 101325 N/m 2 . Po velikosti. pr pretok zraka pri znanih vrednostih skupnega tlaka in temperature stagnacije T* se izračuna po formuli

(9)

Zaporedje delovnih točk, določeno s pogoji za skupno delovanje elementov motorja v različnih stacionarnih načinih delovanja, tvori vrstico načinov delovanja. Pomembna značilnost delovanja motorja je meja stabilnosti kompresorja na točkah linije načinov delovanja, ki jo določa izraz

(10)

Indeks "gr" ustreza parametrom meje stabilnega delovanja kompresorja pri isti vrednosti n pr, kot na točki vrstice načinov delovanja.

Zgorevalna komora bo označena s koeficientom popolnosti zgorevanja goriva in skupnim tlačnim koeficientom.

Skupni tlak plina v zgorevalni komori pade zaradi prisotnosti hidravličnih izgub, za katere je značilen skupni tlačni koeficient r, in izgub zaradi oskrbe s toploto. Za slednje je značilen koeficient . Skupno skupno izgubo tlaka poda produkt

Tako hidravlične izgube kot izgube zaradi vnosa toplote se povečujejo z naraščajočo hitrostjo toka na vstopu v zgorevalno komoro. Izguba skupnega tlaka toka, ki jo povzroči dovod toplote, se poveča tudi s povečanjem stopnje segrevanja plina, ki je določena z razmerjem temperaturnih vrednosti toka na izstopu iz zgorevalno komoro in na vstopu vanjo

Povečanje stopnje segrevanja in pretoka na vhodu v zgorevalno komoro spremlja povečanje hitrosti plina na koncu zgorevalne komore, in če se hitrost plina približa hitrosti zvoka, se plinodinamično " pride do zaklepanja" kanala. S plinsko dinamičnim "zaklepanjem" kanala postane nadaljnje povečanje temperature plina brez zmanjšanja hitrosti na vstopu v zgorevalno komoro nemogoče.

Značilnosti turbine določata odvisnosti relativne gostote toka v kritičnem prerezu šobnega aparata prve stopnje q(λ ca) in učinkovitosti turbine od stopnje zmanjšanja skupnega tlaka plina v turbina, zmanjšana hitrost rotorja turbine in območje kritičnega odseka šobnega aparata prve stopnje:

Za šobo je značilen razpon sprememb območij kritičnega in izstopnega odseka ter koeficienta hitrosti.

Značilnosti dovoda zraka, ki je element letalske elektrarne, prav tako pomembno vplivajo na izhodne parametre motorja. Značilnost dovoda zraka je predstavljena s skupnim tlačnim koeficientom

kjer je skupni tlak nemotenega zračnega toka; je skupni tlak zračnega toka na vstopu kompresorja.

Vsak tip motorja ima tako določene dimenzije značilnih odsekov in značilnosti svojih elementov. Poleg tega ima motor določeno število kontrolnih faktorjev in omejitev glede vrednosti parametrov delovnega procesa. Če je število kontrolnih faktorjev večje od enega, potem lahko nekateri pogoji letenja in način delovanja načeloma ustrezajo omejenemu razponu vrednosti parametrov delovnega procesa. Od vsega tega obsega možnih vrednosti parametrov delovnega procesa bo ustrezna le ena kombinacija parametrov: v maksimalnem načinu - kombinacija, ki zagotavlja največji oprijem, in v načinu plina - ki zagotavlja minimalno porabo goriva pri vrednost potiska, ki določa ta način. Hkrati je treba upoštevati, da je število neodvisno nadzorovanih parametrov delovnega procesa - parametrov, na podlagi kvantitativnih kazalnikov, ki se nadzorujejo delovni proces motorja (ali na kratko - krmiljenje motorja), enako na število kontrolnih faktorjev motorja. In določene vrednosti teh parametrov ustrezajo določenim vrednostim drugih parametrov.

Odvisnost nadzorovanih parametrov od pogojev letenja in načina delovanja motorja je določena s programom krmiljenja motorja in jo zagotavlja avtomatski krmilni sistem (ACS).

Pogoje letenja, ki vplivajo na delovanje motorja, najbolj v celoti označuje parameter , ki je tudi parameter delovnega procesa motorja. Zato se program za krmiljenje motorja razume kot odvisnost nadzorovanih parametrov delovnega procesa ali stanja krmiljenih elementov motorja od stagnacijske temperature zraka na vstopu v motor in enega od parametrov, ki določajo način delovanja. - temperatura plina pred turbino, hitrost rotorja ene od kaskad ali potisk motorja Р.

2 Upravljanje motorja

Motor s fiksno geometrijo ima samo en kontrolni faktor - količino vložene toplote.

riž. 6. Linija načinov delovanja na značilnosti kompresorja

Kot nadzorovan parameter, ki ga neposredno določa vrednost oskrbe s toploto, so lahko parametri bodisi ali . Ker pa je parameter neodvisen, je lahko kot nadzorovan parameter povezan z in parametri in zmanjšana hitrost

(12)

Poleg tega se lahko v različnih območjih vrednosti uporabljajo različni parametri kot nadzorovani parameter.

Razlika med možnimi krmilnimi programi za motor s fiksno geometrijo je posledica razlike v dovoljenih vrednostih parametrov in pri maksimalnih načinih.

Če se ob spremembi temperature zraka na vstopu v motor zahteva, da se temperatura plina pred turbino pri maksimalnih načinih ne spreminja, bomo imeli kontrolni program . Relativna temperatura se bo nato spremenila v skladu z izrazom .

Na sl. 6 kaže, da vsaka vrednost vzdolž vrstice načinov delovanja ustreza določenim vrednostim parametrov in . (slika 6) tudi kaže, da ko< 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.

Za zagotovitev delovanja pri = 1 je potrebno, da je vrednost relativne temperature = 1, kar je v skladu z izrazom

je enakovreden pogoju . Zato se mora vrednost, ko se zniža pod, zmanjšati. Glede na izraz (12) se bo zmanjšala tudi frekvenca vrtenja. Parametri bodo nato ustrezali izračunanim vrednostim.

V območju pod pogojem = const se lahko vrednost parametra ob povečanju spreminja na različne načine - lahko se poveča in zmanjša ter ostane nespremenjena, kar je odvisno od izračunane stopnje

povečanje skupnega zračnega tlaka v kompresorju in naravo krmiljenja kompresorja. Kadar program = const vodi do povečanja z naraščanjem , in je zaradi pogojev jakosti povečanje hitrosti nesprejemljivo, se uporabi program. Temperatura plina pred turbino se bo v teh primerih naravno znižala, saj poveča.

Šunke teh parametrov služijo kot kontrolni signal v avtomatskem krmilnem sistemu motorja pri zagotavljanju programov. Pri zagotavljanju programa = const lahko kot krmilni signal služi - vrednost ali manjša vrednost, ki pri = const in = const v skladu z izrazom

enolično določa količino. Uporaba količine kot kontrolnega signala je lahko posledica omejitve delovna temperatura termoelementi za zaznavanje.

Za zagotovitev krmilnega programa = const lahko uporabite tudi programsko krmiljenje s parametrom , katerega vrednost bo funkcija (slika 7) .

Upoštevani kontrolni programi kot celota so združeni. Ko motor deluje v podobnih načinih, v katerih so vsi parametri določeni z relativne vrednosti, so nespremenjene. To so vrednosti zmanjšanega pretoka v vseh odsekih pretočne poti GTE, znižane temperature, stopnje povečanja skupnega zračnega tlaka v kompresorju. Vrednost, ki ustreza izračunanim vrednostim in in ki ločuje dva pogoja krmilnega programa, v mnogih primerih ustreza standardnim atmosferskim razmeram blizu tal = 288 K. Vendar je odvisno od namena motorja vrednost je lahko manj ali več.

Za motorje podzvočnih letal na visoki nadmorski višini je morda primerno dodeliti< 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 bo = 1,18 in motor bo deloval v maksimalnem načinu
delati pri< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(krivulja 1, slika 7) kot pri motorju z (krivulja 0).

Za motor, zasnovan za visokohitrostna letala na visoki nadmorski višini, je morda primerno dodeliti (krivulja 2). Poraba zraka in stopnja povečanja skupnega zračnega tlaka v kompresorju za tak motor pri > 288 K sta višji kot pri motorju z = 288 K. Toda temperatura plina pred

riž. 7. Odvisnost glavnih parametrov delovnega procesa motorja :a - s konstantno geometrijo, odvisno od temperature zraka na vstopu kompresorja, b - s konstantno geometrijo, odvisno od izračunane temperature zraka

turbina v tem primeru doseže največjo vrednost pri višjih vrednostih in s tem pri višjih M številu letov. Torej, za motor z = 288 K je lahko največja dovoljena temperatura plina pred turbino blizu tal pri M ≥ 0, na višinah H ≥ 11 km pa pri M ≥ 1,286. Če motor deluje v takšnih načinih, na primer do = 328 K, bo najvišja temperatura plina pred turbino blizu tal pri M ≥ 0,8, na višinah H ≥ 11 km pa pri M ≥ 1,6; pri vzletnem načinu bo temperatura plina = 288/328

Za delovanje pri = 328 K je treba hitrost vrtenja povečati za faktor = 1,07 v primerjavi z vzletno hitrostjo.

Izbira > 288 K je lahko tudi posledica potrebe po vzdrževanju zahtevanega vzletnega potiska pri povišanih temperaturah zraka.

Tako je povečanje porabe zraka pri > s povečanjem zagotovljeno s povečanjem števila vrtljajev rotorja motorja in zmanjšanjem specifičnega potiska v vzletnem načinu zaradi zmanjšanja .

Kot lahko vidite, ima vrednost pomemben vpliv na parametre delovnega procesa motorja in njegove izhodne parametre in je zato skupaj z , torej konstrukcijski parameter motorja.

3. SISTEMI ZA NADZOR GORIVA

1 Glavni krmilnik pretoka goriva in elektronski krmilniki

1.1 Glavni regulator goriva

Glavni regulator goriva je enota na motorni pogon, ki se krmili mehansko, hidravlično, električno ali pnevmatsko v različnih kombinacijah. Namen sistema za upravljanje goriva je vzdrževati želeno razmerje zrak-gorivo sistemov gorivo-zrak glede na maso v območju zgorevanja pri približno 15:1. To razmerje predstavlja razmerje med težo primarnega zraka, ki vstopa v zgorevalno komoro, in težo goriva. Včasih se uporablja razmerje med gorivom in zrakom 0,067:1. Vsa goriva zahtevajo določeno količino zraka za popolno zgorevanje, t.j. bogata ali pusta mešanica bo zgorela, vendar ne popolnoma. Idealno razmerje za zrak in reaktivno gorivo je 15:1 in se imenuje stehiometrična (kemično pravilna) zmes. Zelo pogosto je razmerje zrak-gorivo 60:1. Ko se to zgodi, avtor predstavlja razmerje med zrakom in gorivom, ki ga vodi skupni pretok zraka, in ne primarni tok zraka, ki vstopa v zgorevalno komoro. Če je primarni pretok 25 % celotnega pretoka zraka, potem je razmerje 15:1 25 % razmerja 60:1. Pri letalskih plinskoturbinskih motorjih pride do prehoda iz bogate v pusto mešanico z razmerji 10:1 med pospeševanjem in 22:1 med pojemkom. Če motor porabi 25 % celotne porabe zraka v območju zgorevanja, bodo razmerja naslednja: 48:1 pri pospeševanju in 80:1 med pojemkom.

Ko pilot premakne ročico za plin (THROTTLE) naprej, se poraba goriva poveča. Povečanje porabe goriva povzroči povečanje pretoka plina v zgorevalni komori, kar posledično poveča moč motorja. Pri turboventilatorskih in turboventilatorskih (turboventilatorskih) motorjih to povzroči povečanje potiska. Pri motorjih s TVD in turbo gredi bo to povečalo izhodno moč vhodne gredi. Hitrost vrtenja propelerja se bo povečala ali ostala nespremenjena z naraščajočim nagibom propelerja (kot namestitve njegovih lopatic). Na sl. 8. prikazuje diagram razmerja komponent sistemov gorivo-zrak za tipičen letalski plinskoturbinski motor. Diagram prikazuje razmerje zrak-gorivo in visokotlačno hitrost rotorja, kot ga zazna centrifugalna naprava za uravnavanje mase goriva, visokotlačni krmilnik hitrosti rotorja.

riž. 8. Delovni diagram gorivo - zrak

V prostem teku je 20 delov zraka v mešanici na črti statičnega (stabilnega) stanja, 15 delov pa v območju od 90 do 100 % vrtilne frekvence rotorja HP.

Ko se motor obrabi, se bo razmerje 15:1 zrak-gorivo spremenilo, saj se učinkovitost procesa kompresije zraka zmanjša (razgradi). Toda za motor je pomembno, da ostane zahtevana stopnja povečanja tlaka in da ne pride do zastojev pretoka. Ko se razmerje povečanja tlaka začne zmanjševati zaradi izčrpanosti motorja, onesnaženja ali poškodbe, se povečajo način delovanja, poraba goriva in hitrost gredi kompresorja, da se povrne zahtevana normalna vrednost. Rezultat je bogatejša mešanica v zgorevalni komori. Pozneje lahko vzdrževalno osebje izvede potrebno čiščenje, popravilo, zamenjavo kompresorja ali turbine, če se temperatura približa meji (vsi motorji imajo svoje temperaturne omejitve).

Pri motorjih z enostopenjskim kompresorjem se glavni regulator pretoka goriva poganja iz rotorja kompresorja skozi pogonsko škatlo. Za dvo- in tristopenjske motorje je pogon glavnega regulatorja pretoka goriva organiziran iz visokotlačnega kompresorja.

1.2 Elektronski regulatorji

Za avtomatski nadzor razmerja zrak-gorivo se v sistem za upravljanje motorja pošlje več signalov. Število teh signalov je odvisno od vrste motorja in prisotnosti elektronskih krmilnih sistemov v njegovi zasnovi. Motorji zadnjih generacij imajo elektronske regulatorje, ki zaznavajo veliko večje število parametrov motorja in letala kot hidromehanske naprave motorjev prejšnjih generacij.

Sledi seznam najpogostejših signalov, poslanih v hidromehanski krmilni sistem motorja:

Število vrtljajev rotorja motorja (N c) - se prenaša na sistem upravljanja motorja neposredno iz menjalnika preko centrifugalnega regulatorja goriva; uporablja se za doziranje goriva, tako pri ustaljenih načinih delovanja motorja kot med pospeševanjem / upočasnjevanjem (čas pospeševanja večine letalskih plinskoturbinskih motorjev od prostega teka do največjega načina je 5 ... 10 s);

Vhodni tlak motorja (p t 2) - signal skupnega tlaka, ki se prenaša na meh za upravljanje goriva s senzorja, nameščenega na vstopu v motor. Ta parameter se uporablja za prenos informacij o hitrosti in nadmorski višini letala, ko se pogoji spremenijo. okolje na vhodu v motor;

Tlak na izstopu iz kompresorja (p s 4) je statični tlak, ki se prenaša na meh hidromehanskega sistema; uporablja se za upoštevanje masnega pretoka zraka na izhodu kompresorja;

Tlak v zgorevalni komori (pb) je signal statičnega tlaka za sistem upravljanja goriva, uporablja se neposredno sorazmerno razmerje med tlakom v zgorevalni komori in masnim pretokom zraka na določeni točki v motorju. Če se tlak v zgorevalni komori poveča za 10 %, se pretok zračne mase poveča za 10 %, meh v zgorevalni komori pa nastavi program za povečanje porabe goriva za 10 %, da se ohrani pravilno razmerje. "âîçäóõ - òîïëèâî ". Áûñòðîå ðåàãèðîâàíèå íà ýòîò ñèãíàë ïîçâîëÿåò èçáåæàòü ñðûâîâ ïîòîêà, ïëàìåíè è çàáðîñà òåìïåðàòóðû;

Vhodna temperatura (t t 2) - signal skupne temperature na vstopu v motor za sistem upravljanja goriva. Senzor temperature je povezan s sistemom za upravljanje goriva s pomočjo cevi, ki se širi in krči glede na temperaturo zraka na vstopu v motor. Ta signal daje sistemu za upravljanje motorja informacije o vrednosti gostote zraka, na podlagi katerih je mogoče nastaviti program za merjenje goriva.

2 Poenostavljena shema nadzora porabe goriva (hidromehanska naprava)

Na sl. 9 prikazuje poenostavljen diagram krmilnega sistema letalskega plinskoturbinskega motorja. Toči gorivo po naslednjem principu:

merilni del :premikanje vzvoda za izklop goriva (10) pred začetkom cikla odpre zaporni ventil in omogoči pretok goriva v motor (slika 9.). Zaporna ročica je potrebna, ker omejevalnik minimalnega pretoka (11) preprečuje, da bi se glavni regulacijski ventil kadarkoli popolnoma zaprl. Ta konstrukcijska rešitev je potrebna v primeru zlomljene nastavitvene vzmeti regulatorja ali nepravilne nastavitve omejevalnika v prostem teku. Polni zadnji položaj plina ustreza položaju MG poleg zamaška MG. To preprečuje, da bi plin deloval kot vzvod za izklop. Kot je prikazano na sliki, zaporna ročica zagotavlja tudi ustrezno povečanje delovnega tlaka sistema za upravljanje goriva med zagonskim ciklom. To je potrebno, da grobo gorivo ne pride v motor pred predvidenim časom.

Gorivo iz tlačnega sistema glavne črpalke za gorivo (8) se usmeri v dušilno loputo (dozirna igla) (4). Ko gorivo prehaja skozi odprtino, ki jo ustvari stožec ventila, začne tlak padati. Gorivo na poti od dušilne lopute do injektorjev se šteje za odmerjeno. V tem primeru se gorivo dozira po teži, ne po prostornini. kurilna vrednost (masna kurilna vrednost) enote mase goriva je konstantna ne glede na temperaturo goriva, medtem ko kurilna vrednost na enoto prostornine ni. Gorivo zdaj vstopi v zgorevalno komoro s pravilnim odmerkom.

Načelo doziranja goriva po teži je matematično utemeljeno na naslednji način:

riž. 9. Shema hidromehanskega regulatorja goriva

. (13)

kjer je: - teža porabljenega goriva, kg/s;

koeficient porabe goriva;

Območje pretočnega odseka glavnega razdelilnega ventila;

Padec tlaka čez odprtino.

Pod pogojem, da je potreben samo en motor in zadostuje en priključek krmilnega ventila, se formula ne bo spremenila, ker padec tlaka ostane konstanten. Toda letalski motorji morajo spremeniti načine delovanja.

S stalno spreminjajočo se porabo goriva padec tlaka na dozirni igli ostane nespremenjen, ne glede na velikost pretočnega območja. Z usmerjanjem odmerjenega goriva na membransko vzmet hidravlično krmiljene dušilne lopute se razlika tlaka vedno vrne na vrednost napetosti vzmeti. Ker je napetost vzmeti konstantna, bo konstanten tudi padec tlaka v območju pretoka.

Da bi bolje razumeli ta koncept, predpostavimo, da črpalka za gorivo vedno dovaja presežek goriva v sistem in reducirni ventil neprekinjeno vrača odvečno gorivo v dovod črpalke.

PRIMER: Tlak nedoziranega goriva je 350 kg/cm 2 ; tlak odmerjenega goriva je 295 kg/cm 2 ; vrednost zategovanja vzmeti - 56 kg / cm 2. V tem primeru je tlak na obeh straneh membrane reducirnega ventila 350 kg/cm 2 . Dušilna loputa bo v ravnotežju in bo obšla odvečno gorivo na vstopu v črpalko.

Če pilot premakne loputo za plin naprej, se bo izvrtina dušilne lopute povečala, prav tako pretok odmerjenega goriva. Predstavljajte si, da se je tlak odmerjenega goriva povečal na 300 kg/cm 2 . To je povzročilo splošno povečanje tlaka do 360 kg/cm 2 ; na obeh straneh membrane ventila, zaradi česar se ventil zapre. Zmanjšana količina prevoženega goriva bo povzročila povečanje tlaka premalo doziranega goriva, medtem ko bo za novo območje pretočnega odseka 56 kg/cm 2; ne bo ponovno nameščen. To se bo zgodilo, ker bo povečan RPM povečal pretok goriva skozi črpalko. Kot smo že omenili, bo diferenčni tlak ΔP vedno ustrezal zategovanju vzmeti reducirnega ventila, ko je sistem v ravnotežju.

Računalniški del. Med delovanjem motorja premik dušilke (1) povzroči, da se drsni pokrov vzmeti premakne navzdol vzdolž palice servo ventila in stisne nastavitveno vzmet. V tem primeru osnova vzmeti prisili centrifugalne uteži, da se konvergirajo, kot v primeru nizke vrtilne hitrosti rotorja turbopolnilnika. Funkcija servo ventila je preprečiti sukanje dozirne igle, ko se tekočina v njej premika od spodaj navzgor. Predpostavimo, da množilna povezava (3) v tem trenutku ostane nepremična, potem se bo drsnik premaknil navzdol po nagnjeni ravnini in v levo. Če se premika v levo, drsnik pritisne na razdelilni ventil proti sili zategovanja vzmeti, kar poveča porabo goriva motorja. S povečanjem porabe goriva se število vrtljajev rotorja motorja poveča, kar poveča hitrost pogona regulatorja (5). Nova sila zaradi vrtenja centrifugalnih uteži bo prišla v ravnotežje s silo nastavitvene vzmeti, ko bodo centrifugalne uteži v navpičnem položaju. Uteži so zdaj v položaju za spremembo hitrosti.

Centrifugalne uteži se vedno vrnejo v navpični položaj, da so pripravljene na naslednje spremembe obremenitve:

a) Pogoji prekoračitve hitrosti:

obremenitev motorja se zmanjša in poveča hitrost;

centrifugalne uteži se razhajajo in blokirajo dovod določene količine goriva;

b) Pogoji nizke hitrosti:

obremenitev motorja se poveča in hitrost začne padati;

centrifugalne uteži se zbližajo, kar povečuje porabo goriva;

motor se vrne na izračunano hitrost. Ko centrifugalne uteži zavzamejo navpični položaj, je njihova sila na vzmeti uravnotežena s količino zategovanja vzmeti.

c) Gibanje rude (naprej):

uravnavalna vzmet je stisnjena in centrifugalne uteži se zbližajo v pogojih napačnega zmanjšanja hitrosti;

poraba goriva se poveča, uteži pa se začnejo razhajati in zavzamejo ravnotežni položaj z novo silo zategovanja vzmeti.

Opomba: centrifugalne uteži se ne bodo vrnile v prvotni položaj, dokler ne nastavite plina, ker ima nastavitvena vzmet zdaj večjo zatezno silo. Temu pravimo statična napaka regulatorja in je opredeljena kot majhna izguba vrtljajev zaradi mehanizmov krmilnega sistema.

Pri mnogih motorjih je statični tlak v zgorevalni komori koristen pokazatelj pretoka zračne mase. Če je pretok mase zraka znan, je mogoče razmerje zrak-gorivo natančneje nadzorovati. S povečanjem tlaka v zgorevalni komori (p b) se meh, ki ga sprejema, razširi v desno. Prekomerno gibanje omejuje omejevalnik tlaka v zgorevalni komori (6). Ob predpostavki, da servo povezava ostane nepremična, bo povezovalna povezava premaknila drsnik v levo in odprla krmilni ventil za večji pretok goriva kot odgovor na povečan pretok mase zraka. To se lahko zgodi med potopom, kar bo povzročilo povečanje hitrosti, višine hitrosti in pretoka zračne mase.

Povečanje vstopnega tlaka bo povzročilo, da se meh za sprejem tlaka (7) razširi, multiplikator se bo premaknil v levo in krmilni ventil se bo bolj odprl.

Ko je motor ugasnjen, se nastavitvena vzmet razširi v dveh smereh, zaradi česar se drsni pokrov dvigne proti omejevalniku v prostem teku in potisne glavni krmilni ventil stran od omejevalnika minimalnega pretoka goriva. Ko se motor naslednjič zažene in se približa vrtilni frekvenci v prostem teku, centrifugalne uteži regulatorja podpirajo drsni pokrov na omejevalniku prostega teka in tudi premikajo krmilni ventil proti omejevalniku minimalnega pretoka.

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

Osnovni sistem za gorivo sestavljajo črpalka, ki jo poganja motor, hidromehanski regulator goriva, kontrolna enota za zagon, dvojni razdelilnik goriva s 14 enosmernimi (enojnimi) injektorji za gorivo. Dva izpustna ventila, ki se nahajata v ohišju plinskega generatorja, zagotavljata odvajanje ostanka goriva po zaustavitvi motorja (slika 10).

3.1 Črpalka za gorivo

Črpalka za gorivo 1 je zobniška črpalka s pozitivnim premikom, ki jo poganja menjalnik. Gorivo iz pospeševalne črpalke vstopi v črpalko za gorivo skozi vstopni filter 2x74 mikronov (200 lukenj) in nato v delovno komoro. Od tam se visokotlačno gorivo pošlje v hidromehanski regulator dovoda goriva skozi izstopni filter črpalke 3 za 10 mikronov. Če se filter zamaši, bo povečan diferenčni tlak premagal silo vzmeti, dvignil razbremenilni ventil z njegovega sedeža in omogočil nefiltriranemu gorivu, da preide skozi. 4 razbremenilni ventil in sredinski prehod črpalke omogočata nefiltrirano visokotlačno gorivo iz zobnikov črpalke do regulatorja goriva, ko je izstopni filter blokiran. Notranji kanal 5, ki izvira iz krmilne enote za gorivo, vrača obvodno gorivo iz krmilne enote za gorivo na dovod črpalke, mimo vstopnega filtra.

3.2 Sistem upravljanja goriva

Sistem za upravljanje goriva je sestavljen iz treh ločenih delov z neodvisnimi funkcijami: hidromehanski regulator dovoda goriva (6), ki določa program dovoda goriva v motor v ustaljenem stanju in med pospeševanjem; enota za nadzor pretoka pri zagonu, ki deluje kot razdelilnik pretoka, ki usmerja odmerjeno gorivo iz izhoda hidromehanskega regulatorja v glavni razdelilnik goriva ali v primarni in sekundarni razdelilnik po potrebi. Krmiljenje propelerja pri potisu naprej in nazaj izvaja regulatorna enota, ki je sestavljena iz dela normalnega propelerskega regulatorja (sl. 10.) in visokotlačnega omejevalnika največje hitrosti turbine. Visokotlačni omejevalnik vrhov turbine ščiti turbino pred preveliko hitrostjo med normalnim delovanjem. Med obračanjem potiska krmiljenje propelerja ne deluje, hitrost turbine pa krmili visokotlačni krmilnik turbine.

3.3 Hidromehanski regulator goriva

Hidromehanski regulator goriva je nameščen na črpalki, ki jo poganja motor, in se vrti s hitrostjo, sorazmerno s hitrostjo vrtenja nizkotlačnega rotorja. Hidromehanski regulator goriva določa program za dovajanje goriva v motor za ustvarjanje potrebne moči in za nadzor hitrosti nizkotlačnega rotorja. Moč motorja je neposredno odvisna od hitrosti nizkotlačnega rotorja. Hidromehanski regulator nadzoruje to frekvenco in s tem moč motorja. Hitrost nizkotlačnega rotorja se uravnava s prilagajanjem količine goriva, ki se dovaja v zgorevalno komoro.

merilni del. Gorivo vstopi v hidromehanski regulator pod tlakom p 1, ki ga ustvari črpalka. Porabo goriva nastavljata glavni dušilni ventil (9) in dozirna igla (10). Nedozirano gorivo pod tlakom p 1 iz črpalke se dovaja na vhod razdelilnega ventila. Tlak goriva takoj za razdelilnim ventilom se imenuje odmerjeni tlak goriva (p 2). Dušilna loputa vzdržuje konstanten diferenčni tlak (p 1 - p 2) na razdelilnem ventilu. Območje pretoka, dozirna igla se spreminja glede na posebne zahteve motorja. Presežek goriva glede na te zahteve iz izhoda črpalke za gorivo bo odtekel skozi luknje v notranjosti hidromehanskega regulatorja in črpalke do vhoda vstopnega filtra (5). Dozirna igla je sestavljena iz tuljave, ki deluje v votlem tulcu. Ventil poganjata membrana in vzmet. Med delovanjem se sila vzmeti uravnoteži z razliko tlaka (p 1 -p 2) čez membrano. Obvodni ventil bo vedno v položaju za vzdrževanje diferenčnega tlaka (p 1 -p 2) in za obvod odvečnega goriva.

Varnostni ventil je nameščen vzporedno z obvodnim ventilom, da se prepreči povečanje nadtlaka p 1 v hidromehanskem regulatorju. Ventil je vzmeten, da se zapre in ostane zaprt, dokler tlak p 1 goriva na vstopu ne preseže zatezne sile vzmeti in odpre ventil. Ventil se zapre takoj, ko se vstopni tlak zmanjša.

Dušilni ventil 9 je sestavljen iz profilirane igle, ki deluje v tulcu. Dušilna loputa uravnava porabo goriva s spreminjanjem pretoka. Poraba goriva je le funkcija položaja dozirne igle, ker dušilna loputa vzdržuje stalen padec tlaka čez odprtino, ne glede na razliko v vstopnem in izstopnem tlaku goriva.

Kompenzacija sprememb specifične teže zaradi sprememb temperature goriva se izvaja z bimetalno ploščo pod vzmetnim dušilnim ventilom.

Pnevmatski računalniški del. Dušilna loputa je povezana s programsko hitrostno kamero, ki sprosti notranji potisk, ko se moč poveča. Vzvod regulatorja se vrti okoli osi in en konec le-te je nameščen nasproti luknje in tvori regulatorni ventil 13. Vzvod za obogatitev 14 se vrti na isti osi kot ročica regulatorja in ima dva podaljška, ki pokrivata del ročice regulatorja v način, da se po nekem premiku vrzel med njima zapre in se oba vzvoda premikata skupaj. Vzvod za obogatitev poganja zatič z utorom, ki deluje proti ventilu za obogatitev. Druga manjša vzmet povezuje ročico za obogatitev z ročico regulatorja.

Programska hitrostni odmik usmerja napetost nastavitvene vzmeti 15 skozi vmesni vzvod, ta pa prenaša silo za zapiranje regulatorja ventila. Vzmeti za obogatitev 16, ki se nahaja med ročici za obogatitev in regulatorjem, ustvarja silo za odpiranje obogatitvenega ventila.

Med vrtenjem vhodne gredi se vrti sklop, na katerega so nameščene centrifugalne uteži regulatorja. Majhni vzvodi na notranji strani uteži se dotikajo koluta regulatorja. Ko se hitrost nizkotlačnega rotorja poveča, centrifugalna sila prisili uteži, da izvajajo večjo obremenitev na tuljavo. To povzroči, da se tuljava premakne navzven vzdolž gredi in deluje na vzvod za obogatitev. Sila iz centrifugalnih uteži premaga napetost vzmeti, regulatorni ventil se odpre in ventil za obogatitev se zapre.

Ventil za obogatitev se začne zapirati pri vsakem povečanju hitrosti nizkotlačnega rotorja, ki zadostuje, da centrifugalne uteži premagajo zatezno silo manjše vzmeti. Če se hitrost nizkotlačnega rotorja še naprej povečuje, se bo vzvod za obogatitev še naprej premikal, dokler se ne dotakne ročice regulatorja, pri čemer bo ventil za obogatitev popolnoma zaprt. Regulacijski ventil se odpre, če se hitrost nizkotlačnega rotorja dovolj poveča, da gravitacija premaga zatezno silo večje vzmeti. V tem primeru bo ventil regulatorja odprt, ventil za obogatitev pa zaprt. Ventil za obogatitev se zapira z naraščajočo hitrostjo, da ohrani konstanten delovni zračni tlak.

Mehovi. Sklop meha, sl. 11 je sestavljen iz vakuumskega meha (18) in meha regulatorja (19), ki sta povezana s skupno palico. Vakuumski meh zagotavlja popolno merjenje tlaka, meh regulatorja je nameščen v sklopu meha in opravlja enako funkcijo kot odprtina. Gibanje meha se na krmilni ventil 9 prenaša s prečno gredjo in ustreznimi vzvodi 20.

Cev je pritrjena v lito ohišje z nasprotnega konca s pomočjo nastavitvenega tulca. Zato bo vsako rotacijsko gibanje prečne gredi povzročilo povečanje ali zmanjšanje sile v torzijskem drogu (cevast del z visoko torzijsko odpornostjo). Torzijska palica tvori tesnilo med zračnim in gorivim delom sistema. Torzijska palica je nameščena vzdolž sklopa meha za prenos sile za zapiranje krmilnega ventila. Meh deluje proti tej sili, da odpre regulacijski ventil. Tlak p y deluje od zunaj na meh regulatorja. Tlak p x se dovaja iz notranjosti v meh regulatorja in z zunanje strani vakuumskega meha.

Za ponazoritev funkcionalnega namena meha regulatorja je prikazan na sl. 11 kot zaslonka. Tlak p y se dovaja z ene strani membrane, p x pa z nasprotne strani. Tlak p x deluje tudi na vakuumski meh, pritrjen na diafragmo. Obremenitev tlaka p x, ki deluje nasprotno od vakuumskega meha, se ugasne z enakim pritiskom na isto območje membrane, vendar v nasprotni smeri.

Vse tlačne obremenitve, ki delujejo na del meha, je mogoče zmanjšati na sile, ki delujejo samo na membrano. Te sile so:

tlak P y, ki deluje na celotno površino zgornjega dela;

notranji tlak vakuumskega meha, ki deluje na spodnjo površino (znotraj območja za razbremenitev tlaka);

tlak p x, ki deluje na preostalo površino.

Vsaka sprememba tlaka p y bo povzročila večji učinek na diafragmo kot enaka sprememba tlaka p x zaradi razlike v vplivnih območjih.

Tlaka p x in p y se spreminjata s spreminjanjem delovnih pogojev motorja. Ko se oba tlaka povečata hkrati, na primer med pospeševanjem, bo gibanje meha navzdol povzročilo, da se krmilni ventil premakne v levo, v smeri odpiranja. Ko r y razbremeni ventil regulatorja, ko je dosežena želena frekvenca

vrtenje nizkotlačnega rotorja (za nastavitev po begu), se meh premakne navzgor, da zmanjša območje odprtine regulacijskega ventila.

Ko se oba tlaka hkrati zmanjšata, se meh premakne navzgor in zmanjša odprtino regulacijskega ventila, ker vakuumski meh takrat deluje kot vzmet. To se zgodi med pojemkom, ko tlak p y razbremeni regulatorni ventil in tlak p x obogatitveni ventil, zaradi česar se krmilni ventil premakne proti omejevalniku minimalnega pretoka.

riž. 10. Hidropnevmatski sistem za upravljanje goriva TVD RT6

riž. 11. Funkcionalna membrana bloka z mehom

Visokotlačni turbinski regulator (N 2). Visokotlačna krmilna enota za hitrost rotorja št. 2 je del krmiljenja hitrosti propelerja. Tlak p y zaznava skozi notranji pnevmatski vod 21, ki poteka od telesa krmilne enote goriva do regulatorja. V primeru prekoračitve hitrosti visokotlačne turbine pod delovanjem centrifugalnih uteži se odpre zračna obvodna luknja (22) v bloku regulatorja (N 2) za razbremenitev tlaka p y skozi regulator. Ko se to zgodi, tlak p y deluje skozi meh sistema za upravljanje goriva na regulacijski ventil, tako da se začne zapirati, kar zmanjša porabo goriva. Zmanjšanje porabe goriva zmanjša hitrost nizkotlačnih in visokotlačnih rotorjev. Hitrost, pri kateri se obvod odpre, je odvisna od nastavitve krmilne ročice regulatorja propelerja (22) in visokotlačne povratne ročice 24. Hitrost visokotlačne turbine in hitrost propelerja omejuje regulator N 2.

Krmilna enota za zagon. Krmilna enota (7) (slika 12) je sestavljena iz ohišja, ki vsebuje votli bat (25), ki deluje znotraj votlega ohišja. Rotacijsko gibanje nihalke ukazne palice 26 se pretvori v linearno gibanje bata s pomočjo mehanizma zobnika. Reže za nastavitev zagotavljajo delovne položaje pri 45° in 72°. Eden od teh položajev, odvisno od namestitve, se uporablja za nastavitev sistema vzvodov v kabini.

Ventil minimalnega tlaka (27), ki se nahaja na vhodu v kontrolno enoto za izstrelitev, vzdržuje minimalni tlak v enoti, da zagotovi izračunano dozo goriva. Dvojni razdelilniki, ki so interno povezani preko obvodnega ventila (28), imajo dva priključka. Ta ventil zagotavlja primarni razdelilnik #1 za zagon in če se tlak v bloku poveča, se bo obvodni ventil odprl in omogočil, da gorivo teče v sekundarni razdelilnik #2.

Ko je ročica v položaju za izklop in razkladanje (0º) (slika 13, a), je dovod goriva v oba razdelilnika blokiran. V tem času se odtočne luknje (skozi luknjo v batu) poravnajo z luknjo za "raztovarjanje" in izpustijo gorivo, ki je ostalo v razdelilnikih, navzven. To preprečuje, da bi gorivo prevrelo in sistem koksel, ko se toplota absorbira. Gorivo, ki vstopa v modul za nadzor zagona med zaustavitvijo motorja, je usmerjeno skozi prelivno odprtino do dovoda črpalke za gorivo.

Ko je vzvod v delovnem položaju (slika 13, b), je izhod razdelilnika št. 1 odprt in obvod je blokiran. Med pospeševanjem motorja se bosta pretok goriva in tlak v razdelilniku povečala, dokler se obvodni ventil ne odpre in se razdelilnik #2 ne začne polniti. Ko je razdelilnik #2 poln, se je skupna poraba goriva povečala za količino goriva, prenesenega v sistem #2, in motor še naprej pospešuje do prostega teka. Ko ročico premaknete iz delovnega položaja (45° ali 72°) do maksimalne zaustavitve (90°), krmilna enota za zagon ne vpliva več na doziranje goriva v motorju.

Delovanje sistema za upravljanje goriva za tipično namestitev. Delovanje sistema za upravljanje goriva je razdeljeno na :

1. Zagon motorja. Cikel zagona motorja se začne s pomikom plinske lopute v položaj prostega teka in ročice za upravljanje zagona v položaj za izklop. Vžig in zaganjalnik se vklopita in po doseganju zahtevane hitrosti LP rotorja se ročica za upravljanje zagona premakne v delovni položaj. Uspešen vžig v normalnih pogojih je dosežen v približno 10 sekundah. Po uspešnem vžigu motor pospeši do prostega teka.

Med zaporedjem zagona je krmilni ventil sistema za upravljanje goriva v položaju nizkega pretoka. Med pospeševanjem se tlak na izstopu iz kompresorja poveča (P 3). P x in P y se med pospeševanjem hkrati povečata (P x = P y). Povečanje tlaka zazna meh 18, ki prisili regulacijski ventil, da se bolj odpre. Ko LP rotor doseže število vrtljajev v prostem teku, začne sila centrifugalnih uteži presegati silo zategovanja vzmeti regulatorja in odpreti regulatorni ventil 13. To ustvari razliko v tlaku (P y - P x), ki povzroči, da krmilni ventil zaprite, dokler ni dosežena zahtevana za delovanje pri nizki hitrosti.poraba plinskega goriva.

Vsako odstopanje vrtilne frekvence rotorja motorja od izbrane (število vrtljajev v prostem teku) bo zaznano s centrifugalnimi utežmi regulatorja, posledično se bo sila, ki deluje iz uteži, povečala ali zmanjšala. Spremembe sile zaradi centrifugalnih uteži bodo povzročile premikanje regulatorja ventila, kar bo posledično povzročilo spremembo pretoka goriva za ponovno vzpostavitev pravilne hitrosti.

riž. 12. Krmilna enota za zagon

Overclocking Ko premaknete ORE 12 dlje od položaja prostega teka, se zatezna sila vzmeti regulatorja poveča. Ta sila premaga uporno silo iz centrifugalnih uteži in premakne ročico, zapre ventil regulatorja in odpre ventil za obogatitev. Tlaka P x in P y se takoj povečata in povzročita premikanje regulacijskega ventila v smeri odpiranja. Pospešek je nadalje funkcija naraščanja (P x = P y).

Ko se poraba goriva poveča, se bo nizkotlačni rotor pospešil. Ko doseže svojo projektno točko hitrosti (približno 70 do 75 %), sila centrifugalnih uteži premaga vzmetni upor ventila za obogatitev in ventil se začne zapirati. Ko se ventil za obogatitev začne zapirati, se tlaka P x in P y povečata, kar povzroči povečanje hitrosti meha regulatorja in razdelilnega ventila, kar zagotavlja povečanje hitrosti v skladu s pospeševalnim programom dovoda goriva.

Ko se hitrosti HP in LP rotorjev povečajo, regulator propelerja poveča naklon propelerja, da nadzoruje delovanje rotorja HP ​​pri izbrani frekvenci in sprejme povečano moč kot dodaten potisk. Pospešek je končan, ko sila centrifugalnih uteži ponovno premaga zategovanje vzmeti regulatorja in odpre ventil regulatorja.

Prilagoditev. Po končanem ciklu pospeševanja bo vsak odklon vrtilne frekvence rotorja motorja od izbrane zaznan s centrifugalnimi utežmi in bo izražen v povečanju ali zmanjšanju udarne sile od uteži. Ta sprememba bo prisilila ventil regulatorja, da se odpre ali zapre, nato pa se bo spremenila v prilagoditev pretoka goriva, ki je potrebna za ponovno vzpostavitev pravilnih vrtljajev. Med postopkom prilagajanja bo ventil ostal v nastavitvenem ali "plavajočem" položaju.

kompenzacija višine. V tem sistemu za upravljanje goriva je kompenzacija višine avtomatska, ker vakuumski meh 18 zagotavlja referenčno vrednost za absolutni tlak. Izhodni tlak kompresorja P 3 je merilo hitrosti motorja in gostote zraka. P x je sorazmeren s tlakom na izstopu iz kompresorja, se bo zmanjšal z zmanjšanjem gostote zraka. Tlak zaznava vakuumski meh, ki zmanjšuje porabo goriva.

Omejitev moči turbine. Regulatorna enota rotorja HP, ki je del regulatorja propelerja, prejema tlak P y skozi cev od krmilne enote za gorivo. Če pride do previsoke hitrosti HP turbine, se obvodna luknja v bloku regulatorja odpre za odzračevanje tlaka P y skozi regulator propelerja. Zmanjšanje tlaka P y bo povzročilo, da se razdelilni ventil krmilne enote goriva premakne proti zapiralni strani, kar zmanjša porabo goriva in hitrost generatorja plina.

Zaustavitev motorja. Motor se ustavi, ko ročico za zagon premaknete v položaj za izklop. S tem dejanjem se ročno upravljani bat premakne v položaj za izklop in razkladanje, pri čemer se popolnoma ustavi pretok goriva in izpusti preostalo gorivo iz dvojnega razdelilnika.

4 Sistem za upravljanje goriva tipa "Bendix DP-L2" (hidropnevmatska naprava)

Ta hidropnevmatski regulator goriva je nameščen na turboventilatorskem motorju JT15D (slika 13).

Gorivo se dovaja v regulator iz tlačne črpalke (P 1) do vhoda dozirnega ventila. Za nastavitev pretoka goriva je potreben dozirni ventil v kombinaciji z obvodnim ventilom. Gorivo v smeri toka takoj za razdelilnim ventilom ima tlak P 2 . Obvodni ventil vzdržuje konstanten diferenčni tlak (P 1 -P 2).

Predmeti/funkcije:

vhodno gorivo - prihaja iz rezervoarja za gorivo;

filter - ima grobo mrežo, samorazkladalni;

zobniška črpalka - dovaja gorivo s tlakom P 1;

Filter - ima mrežico z majhnim korakom, (fin filter);

varnostni ventil - preprečuje zvišanje tlaka P 1 odvečnega goriva na izstopu iz črpalke in pomaga regulatorju diferenčnega tlaka pri hitrem pojemku;

regulator diferenčnega tlaka - hidravlični mehanizem, ki zaobide presežek goriva (P 0) in vzdržuje konstantno razliko tlaka (P 1 - P 2) okoli regulacijskega ventila.

bimetalni temperaturni diski za gorivo - samodejno kompenzirajo spremembe specifične teže s spreminjanjem temperature goriva; se lahko ročno prilagodi za drugo specifično težo goriva ali druge namene uporabe goriva;

Dozirni ventil - dozira gorivo s tlakom P 2 v injektorje goriva; nameščen z torzijsko palico, ki povezuje meh z dozirno iglo;

Omejevalnik minimalnega pretoka - preprečuje popolno zapiranje regulacijskega ventila med pojemkom;

Omejevalnik največjega pretoka - nastavi največjo hitrost rotorja glede na mejno vrednost motorja;

Blok dvojnega meha - meh regulatorja zaznava tlaka Р x in Р y, pozicionira mehanski menjalnik, spreminja program oskrbe z gorivom in število vrtljajev motorja. Pojemalni meh se razširi do konca, ko se tlak P y zmanjša, da se zmanjša število vrtljajev motorja;

temperaturni senzor - bimetalni diski zaznavajo temperaturo na vstopu v motor T 2 za nadzor tlaka meha P x;

obogatitveni ventil - sprejema tlak kompresorja P c in nadzoruje tlak bloka z dvojnim mehom P x in P y; zapira z naraščajočo hitrostjo, da ohrani približno enak delovni tlak;

HP rotor regulator - centrifugalne uteži se iztisnejo pod delovanjem centrifugalne sile s povečanjem hitrosti rotorja; to spremeni tlak P y;

Dušilna loputa - ustvarja obremenitev za pozicioniranje regulatorja.

Nadzorna funkcija :

Črpalka za gorivo dovaja nedozirano gorivo pod tlakom P 1 v dovodni regulator.

Tlak P pade okoli priključka razdelilnega ventila na enak način, kot je opisano prej v poenostavljenem diagramu hidromehanskega regulatorja goriva (slika 9). Tlak P 1 se pretvori v P 2 , ki se dovaja v motor in vpliva na delovanje reducirnega ventila, tukaj imenovanega regulator diferenčnega tlaka.

Gorivo, ki se prenese nazaj na dovod črpalke, je označeno s P 0 . Curek vzdržuje tlak P 0 večji od tlaka goriva na vstopu v črpalko.

riž. 13. Hidropnevmatski regulator goriva Bendix DP-L, nameščen na turboventilatorski motor Pratt & Whitney iz Kanade JT-15

Gorivo, ki se prenese nazaj na dovod črpalke, je označeno s P 0 . Curek vzdržuje tlak P 0 večji od tlaka goriva na vstopu v črpalko.

Pnevmatski del je pod tlakom iz izhoda kompresorja P c. Po spremembi se spremeni v tlaka P x in P y, ki pozicionirata glavni razdelilni ventil.

Ko je plin premaknjen naprej:

a) centrifugalne uteži se zbližajo in zatezna sila nastavitvene vzmeti je večja od upora uteži;

b) regulatorni ventil ustavi obvod y;

c) ventil za obogatitev se začne zapirati in zmanjša P c (ko je obvodni ventil P y zaprt, tako velik tlak ni potreben);

d) P x in P y sta uravnotežena na površinah regulatorja;

e) P y tlak postane prevladujoč (slika 11), vakuumski meh in potisk meha regulatorja se premakneta navzdol; diafragma omogoča takšno gibanje;

f) Mehanski menjalnik se obrne v nasprotni smeri urnega kazalca in glavni krmilni ventil se odpre;

g) s povečanjem vrtilne frekvence motorja se centrifugalne uteži razhajajo in regulatorni ventil se odpre za obvod P y;

g) Ventil za obogatitev se ponovno odpre in tlak P x naraste na vrednost tlaka P y;

h) Zmanjšanje tlaka P y spodbuja gibanje v nasprotni smeri meha in potiska regulatorja;

i) torzijski drog se vrti v smeri urinega kazalca, da zmanjša porabo goriva in stabilizira vrtilno frekvenco rotorja motorja.

Ko se plin zavira v prostem teku:

a) centrifugalne uteži so iztisnjene, zaradi velike vrtilne hitrosti je sila iz uteži večja od zategovanja nastavitvene vzmeti;

b) Regulacijski ventil, odprtina, odzračuje tlak P y, varnostni ventil je tudi stisnjen za odzračevanje dodatnega tlaka P y;

c) Ventil za obogatitev se odpre, prepušča zrak s povečanim tlakom P x;

d) Tlak P x povzroči raztezanje regulatorja in upočasnitev meha do zaustavitve, tudi palica regulatorja se dvigne in glavni krmilni ventil se začne zapirati;

e) tlak P x se zmanjša z zmanjšanjem števila vrtljajev rotorja motorja, vendar vakuumski meh drži palico regulatorja v zgornjem položaju;

f) Ko se hitrost vrtenja zmanjša, se centrifugalne uteži zbližajo in zaprejo zračni obvod s tlakom P y in varnostni ventil;

f) Tudi ventil za obogatitev se začne zapirati, tlak P y se poveča glede na P x;

g) pojemalni meh se premakne navzdol, razdelilni ventil se rahlo odpre, hitrost rotorja se stabilizira.

Ko se zunanja temperatura zraka dvigne pri katerem koli fiksnem položaju dušilne lopute:

a) Senzor T 12 se razširi, da zmanjša obvod zraka s tlakom P x in njegovo stabilizacijo pri nizkem tlaku P c, hkrati pa ohranja položaj vakuumskega meha in vzdržuje določen program pospeševanja; potem. čas pospeševanja od prostega teka do vzleta ostaja enak tako pri povišanih zunanjih temperaturah zraka kot pri nizkih.

5 Elektronski sistem za programiranje goriva

Sistemi za merjenje goriva z elektronskimi funkcijami se v preteklosti niso uporabljali tako široko kot hidromehanski in hidropnevmatski. V zadnjih letih je večina novih motorjev, zasnovanih za komercialno in poslovno letalstvo, opremljena z elektronskimi regulatorji. Elektronski regulator je hidromehanska naprava z dodatno vključitvijo elektronskih senzorjev. Elektronska vezja napaja letalsko vodilo ali lasten namenski alternator in analizirajo parametre delovanja motorja, kot so temperatura izpušnih plinov, tlak v kanalu in vrtilna frekvenca rotorja motorja. V skladu s temi parametri elektronski del sistema natančno izračuna zahtevano porabo goriva.

5.1 Primer sistema (Rolls Royce RB-211)

RB-211 je velik tristopenjski turboventilator. Ima krmilni elektronski regulator, ki je del sistema za programiranje hidromehanskega dovoda goriva. Ojačevalnik bloka elektronskega regulatorja ščiti motor pred pregrevanjem, ko motor deluje v vzletnem načinu. V vseh drugih pogojih delovanja regulator goriva deluje samo na hidromehanskem sistemu.

Iz analize sl. 14 je razvidno, da regulatorni ojačevalnik sprejema vhodne signale iz LPC in dveh hitrosti kompresorjev LP in HP.

Regulator deluje v skladu s hidromehanskim programom oskrbe z gorivom, dokler se moč motorja ne približa maksimumu, nato začne elektronski regulatorski ojačevalnik delovati kot omejevalnik dovoda goriva.

riž. 14. Sistem za gorivo z elektronskim regulatorjem, ki nadzoruje program oskrbe z gorivom

Regulator diferenčnega tlaka v tem sistemu opravlja funkcije reducirnega ventila v poenostavljenem diagramu hidromehanskega regulatorja dovoda goriva na sl. 10, Ko se moč motorja približa največji in je dosežena določena temperatura plina v turbini in hitrost gredi kompresorja, regulator diferenčnega tlaka zmanjša pretok goriva do injektorjev goriva, goriva do vstopa v črpalko. Regulator dovoda goriva v tem sistemu deluje kot hidromehanska naprava, ki sprejema signale o hitrosti rotorja HPC, tlaku vzdolž poti (P ​​1 , P 2 , P 3) in položaju rude.

Kot izhaja iz sl. 14, regulator goriva prejme naslednje signale od motorja, da ustvari program vbrizgavanja goriva:

kot namestitve rude;

p 1 - skupni tlak na vstopu v kompresor (ventilator);

p 3 - skupni tlak na izhodu iz kompresorja druge stopnje (vmesni kompresor);

p 4 - skupni tlak na izhodu HPC;

N 3 - hitrost rotorja HPC;

N 1 - frekvenca vrtenja rotorja LPC (ventilator);

N 2 - frekvenca vrtenja rotorja vmesnega kompresorja;

temperatura plina v turbini (na izhodu LPT);

ukazi za blokiranje funkcij regulatorja ojačevalnika;

obogatitev - ojačevalnik goriva se uporablja za zagon motorja, ko je zunanja temperatura pod 0°.

3.5.2 Primer sistema (Garrett TFE-731In ATF-3) TFE-731 in ATF-3 sta turboventilatorska motorja naslednje generacije za poslovno letalstvo. Opremljeni so z enotami elektronskega krmilnega sistema, ki v celoti nadzorujejo program oskrbe z gorivom.

Glede na diagram na sl. 15 Elektronski računalnik sprejema naslednje vhodne signale:

N 1 - hitrost ventilatorja;

N 2 - hitrost rotorja vmesnega kompresorja:

N 3 - hitrost rotorja visokotlačnega kompresorja;

Tt 2 - skupna temperatura na vstopu v motor;

Tt 8 - temperatura na vstopu v TVD;

pt 2 - skupni vstopni tlak;

vhodna moč - 28 V DC;

alternator s trajnimi magneti;

kot namestitve rude;

položaj VNA;

Ps 6 - statični tlak na izhodu iz TVD.

riž. 15. Elektronski regulator sistema goriva s popolnim nadzorom nad programom dovoda goriva

Elektronski del regulatorja goriva analizira vhodne podatke in pošilja ukaze BHA enoti ter programira dovod goriva s strani hidromehanskega dela regulatorja goriva.

Proizvajalci trdijo, da ta sistem nadzoruje program goriva bolj popolno in natančneje kot primerljiv hidromehanski sistem. Prav tako ščiti motor od zagona do vzleta pred pregrevanjem in prehitrostjo, zastojem pri močnem pospeševanju z nenehnim spremljanjem temperature na vstopu v HPT in drugih pomembnih parametrov motorja.

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

Motor CFM56-7B (slika 16) deluje s sistemom, znanim kot FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Izvaja popoln nadzor nad sistemi motorja kot odziv na vhodne ukaze iz letalskih sistemov. FADEC zagotavlja tudi informacije letalskim sistemom za prikaze v pilotski kabini, spremljanje stanja motorja, poročanje o vzdrževanju in odpravljanje težav.

Sistem FADEC opravlja naslednje funkcije:

izvaja programiranje dovoda goriva in zaščite pred prekoračitvijo mejnih parametrov s strani LP in HP rotorjev;

spremlja parametre motorja med zagonskim ciklom in preprečuje prekoračitev mejne temperature plina v turbini;

nadzoruje vleko v skladu z dvema načinoma: ročnim in avtomatskim;

zagotavlja optimalno delovanje motorja z nadzorom pretoka kompresorja in zračnosti turbine;

nadzoruje dva elektromagneta za blokiranje rude.

Elementi sistema FADEC. Sistem FADEC je sestavljen iz:

elektronski regulator, ki vključuje dva enaka računalnika, poimenovana kanala A in B. Elektronski regulator izvaja kontrolne izračune in spremlja stanje motorja;

hidromehanska enota, ki pretvarja električne signale iz elektronskega regulatorja v tlak na pogonih ventilov in aktuatorjev motorja;

periferne komponente, kot so ventili, aktuatorji in senzorji za nadzor in nadzor.

Vmesnik letalo/elektronski regulator (slika 16). Sistemi zrakoplova zagotavljajo elektronskemu krmilniku informacije o potisku motorja, kontrolnih ukazih, statusu leta in pogojih leta, kot je opisano spodaj:

Informacije o položaju rude vstopijo v elektronski krmilnik v obliki električnega signala kota neusklajenosti. Dvojni pretvornik je mehansko pritrjen na rude v pilotski kabini.

Informacije o letu, ciljni ukazi motorja in podatki se prenašajo na vsak motor iz elektronske prikazovalne enote letala preko vodila ARINC-429.

Selektivni diskretni letalski signali in informacijski signali se preko ožičenja dovajajo do elektronskega krmilnika.

Signali o položaju vzvratne vožnje motorja se po žicah prenašajo na elektronski regulator.

Elektronski regulator uporablja diskretne informacije o dovodu zraka in konfiguraciji leta (zemlja/let in položaj lopute) iz letala za kompenzacijo delovnih pogojev in kot osnovo za programiranje dovajanja goriva med pospeševanjem.

Vmesniki FADEC Sistem FADEC je sistem z vgrajeno testno opremo. To pomeni, da je sposoben zaznati lastno notranjo ali zunanjo napako. Za izvajanje vseh svojih funkcij je sistem FADEC preko elektronskega regulatorja povezan z letalskimi računalniki.

Elektronski krmilnik sprejema ukaze iz letalske prikazovalne enote skupnega informacijskega prikazovalnega sistema, ki je vmesnik med elektronskim krmilnikom in letalskimi sistemi. Obe enoti prikazovalnega sistema prenašata naslednje podatke iz signalnega sistema skupnega in statičnega tlaka leta ter računalnika za krmiljenje leta:

Parametri zraka (višina, skupna temperatura zraka, skupni tlak in M) za izračun potiska;

Kotni položaj dušilke.

riž. 16. Shema sistema za gorivo motorja G.E./Snecma CFM56-7

FADEC dizajn. Sistem FADEC je popolnoma redundantni in temelji na dvokanalnem elektronskem regulatorju. Ventili in aktuatorji so opremljeni z dvojnimi senzorji, ki zagotavljajo povratne informacije regulatorju. Vsi nadzorovani vhodi so dvosmerni, vendar so nekateri parametri, ki se uporabljajo za spremljanje in indikacijo, enostranski.

Za povečanje zanesljivosti sistema se vsi vhodni signali za en kanal prenašajo na drugega prek navzkrižne podatkovne povezave. To zagotavlja, da oba kanala delujeta tudi, če so kritični vhodi v enega od kanalov poškodovani.

Oba kanala A in B sta enaka in delujeta neprekinjeno, vendar neodvisno drug od drugega. Oba kanala vedno sprejemata vhodne signale in jih obdelujeta, vendar se samo en kanal imenuje aktivno krmiljenje in ustvarja krmilne signale. Drugi kanal je dvojnik.

Ko je med delovanjem na elektronski regulator priključena napetost, sta izbrana aktivni in rezervni kanal. Vgrajeni sistem preskusne opreme identificira in izolira okvare ali kombinacije okvar za vzdrževanje zdravja povezave in za posredovanje podatkov o storitvah letalskim sistemom. Izbira aktivnih in rezervnih kanalov temelji na zdravju kanalov, vsak kanal nastavi svoje zdravstveno stanje. Najbolj uporabna je izbrana kot aktivna.

Ko imata oba kanala enako zdravstveno stanje, se izbira aktivnega in rezervnega kanala izmenjujeta vsakič, ko se motor zažene, ko vrtilna frekvenca nizkotlačnega rotorja preseže 10,990 vrt/min. Če je kanal poškodovan in aktivni kanal ne more izvajati funkcij krmiljenja motorja, sistem preide v varen način za zaščito motorja.

Delovanje krmilnika povratnih informacij. Za popoln nadzor različnih sistemov motorja elektronski regulator uporablja krmiljenje s povratnimi informacijami. Regulator izračuna položaj elementov sistema, imenovanih ekipa. Regulator nato izvede operacijo primerjave ukaza z dejanskim položajem elementa, imenovano povratna informacija, in izračuna razliko, imenovano zahteva.

Elektronski regulator preko elektrohidravličnega servo ventila hidromehanske naprave pošilja signale elementom (ventili, aktuatorji), ki povzročajo njihovo premikanje. Ko se ventil ali pogonski pogon sistema premakne, elektronski krmilnik prejme povratni signal o položaju elementa. Postopek se ponavlja, dokler se ne ustavi sprememba položaja elementov.

Vhodni parametri. Vsi senzorji so dvojni, razen T 49.5 (temperatura izpušnih plinov), T 5 (izstopna temperatura turbine LP), Ps 15 (statični izstopni tlak ventilatorja), P 25 (skupna temperatura vhoda HPT) in WF (pretok goriva). Senzorji T 5 , Ps 15 in P 25 so neobvezni in niso nameščeni na vsak motor.

Za izvedbo izračuna vsak kanal elektronskega krmilnika prejme vrednosti lastnih parametrov in vrednosti parametrov drugega kanala prek navzkrižne podatkovne povezave. Obe skupini vrednosti se preverita glede veljavnosti s testnim programom v vsakem kanalu. Za uporabo se izbere pravilna vrednost, odvisno od ocene veljavnosti pri vsakem odčitavanju, ali pa se uporabi povprečje obeh vrednosti.

V primeru okvare dvojnega senzorja se izbere vrednost količine, izračunana iz drugih razpoložljivih parametrov. To velja za naslednje nastavitve:

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

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

رٍàٍichich هٌêko ه نав هيи ه يа vyypo نه ko ىïً هٌٌîًà (P s 3);

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

دlo وهيи ه ٍopliv يko مо نozizًَ‏ù همî klapa يKA (FMV);

دolo وهيи ه َïًlav ےهىo مо klapa يka ï هًهïٌَka voz نَُà (VBV);

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

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

ذàٌïîëî وهيè ه ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà (ًٌ. 17). فë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً نâَُêà يàëü يûé êî ىïü‏ٍ هً , ïî ىهù هييûé â àë‏ ىè يè هâûé لëîê, êîٍîًûé çàêً هïë هي يà ïًàâîé ٌٍîًo يه ko وَُà v هيٍ ےٍîًà v obdobju وهي 2 uri. × هٍûً ه ٌٍَа يkovoch يkyُ لdolٍa ٌ 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.

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

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

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

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

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

دًè ٌoz نа يи ٌ ه نâvi مàٍ هы CFM 56-7B in ىه ‏ٍ âçë هٍيَ ‏ ٍےمَ, ًàâ يَ ‏ 27.300 ôَ يٍà ى

• Posebnost HAC RF05.13.01
• Število strani 87

1. Splošne značilnosti dela

3. Sklepi in rezultati

1. LINEARNI DINAMIČNI MODEL GTE. MODELI SENZORJEV IN AKTUATORJEV

1.1. Linearni aproksimacijski sistemi

1.2. Natančnost nič in prvega reda

1.3. LDM zgrajen na osnovi linearnih aproksimacijskih sistemov, znanih na dveh ravnotežnih točkah

1.4. Konstrukcija LDM iz n znanih sistemov linearne aproksimacije. Najbližji izrek ravnotežja

1.5. Modeli aktuatorjev in senzorjev

1.6. Model kanalov za merjenje hitrosti

1.7. Model senzorja za merjenje temperature plina (termoelementi)

1.8. Modeli senzorjev tlaka in temperature

1.9. Modeli aktuatorjev"

1.10. Kompleks za testiranje programske opreme

2. NADZORNI SISTEM GTE, KI TEMELJA NA LDM

2.1. Osnovne zahteve za sodobne avtomatske krmilne sisteme GTE

2.2. Struktura ACS na osnovi LDM

2.3. Opis vezja za vzdrževanje zahtevane hitrosti rotorja turbopolnilnika in derivata

2.4. Tokokrogi za omejevanje zmanjšane in fizične hitrosti rotorja turbopolnilnika, rezervni tokokrog

2.5. Krmilni krogi moči in navora

2.6. Brezplačno vezje za omejitev hitrosti turbine

2.7. Krog za omejitev temperature plina

2.8. Kontura za ohranjanje zahtevane porabe goriva

2.9. Poenostavljen model motorja, vgrajen v ACS

2.10. Nadzor tolerance gradienta

2.11. Zahteve za elektronski del ACS

2.12. sklepi

3. OPIS ACS TRADICIONALNEGA TIPA. PRIMERJALNO

3.1. Splošne pripombe

3.2. Struktura tradicionalnega ACS

3.3. Zanka za nadzor hitrosti rotorja turbopolnilnika

3.4. Vezje za omejevanje derivata frekvence vrtenja rotorja turbopolnilnika 71 3.5 Preostala vezja za omejevanje in krmiljenje 73 3.6. Primerjalna analiza klasičnega ACS in ACS na podlagi LDM

Priporočen seznam diplomskih nalog

• Mehki hierarhični markovski modeli procesov razvoja okvar sistemov avtomatskega krmiljenja, spremljanja in diagnostike plinskoturbinskih motorjev 2011, kandidat tehničnih znanosti Abdulnagimov, Ansaf Irekovich

• Tehnologija integriranih polnaravnih študij avtomatskih krmilnih sistemov koaksialnih pogonskih ventilatorjev turbopropelerskih motorjev 2018, kandidat tehničnih znanosti Ivanov, Artem Viktorovič

• Informacijski in merilni sistemi za namizno testiranje avtomobilskih izdelkov 1999, doktor tehničnih znanosti Vasilchuk, Alexander Vasilyevich

• Ustvarjanje nove generacije avtomatiziranih nadzornih in preskusnih kompleksov za zagotavljanje varnosti pristanka v zračnem prometu 2013, doktor tehničnih znanosti Viktor Nikolajevič Sheludko

• Razvoj in raziskave aktuatorjev z brezkontaktnimi enosmernimi motorji in digitalnimi senzorji rotacijskih parametrov za avtomatske krmilne sisteme 1983, kandidat tehničnih znanosti Kurčanov, Vladimir Nikolajevič

Uvod v diplomsko delo (del povzetka) na temo "Analiza avtomatskih krmilnih sistemov za plinskoturbinske motorje"

Nujnost problema. Plinskoturbinski motorji se trenutno pogosto uporabljajo v vojaškem in civilnem letalstvu, pa tudi kot pogoni za plinske črpalne postaje in male elektrarne, ki se uporabljajo v energetiki in pomorskem prometu.

Ustvarjanje motorjev IV in V generacije zahteva ustrezen napredek na področju njihovega upravljanja. Od sredine 70. let prejšnjega stoletja je postal pomemben prehod na krmiljenje elektrarn z uporabo digitalnih elektronskih krmilnikov. To je olajšalo tako zaplete nadzornih nalog, ki so zahtevale uporabo naprednejših in kompleksnejših algoritmov krmiljenja, kot tudi razvoj elektronskih tehnologij, zaradi česar je bilo mogoče zagotoviti delovanje elektronskih krmilnikov v pogojih, značilnih za delovanje. na motorju.

Centralni inštitut za letalsko motoristiko (SSC RF CIAM po NI Baranov) je oblikoval predloge o strukturi in posebnih metodah programske in algoritemske konstrukcije inteligentnega prilagodljivega avtomatskega krmilnega sistema (ACS), ki naj bi poleg tradicionalnih izvajal naslednje krmilne funkcije:

Prepoznavanje stanja motorja (poslabšanje značilnih komponent, pojav okvar, delovanje v ustaljenih ali prehodnih pogojih itd.);

Oblikovanje kontrolnega cilja v skladu z rezultati prepoznavanja stanja motorja;

Izbira načina krmiljenja motorja, ki zagotavlja doseganje zadanega cilja (izbira nabora krmilnih programov, ki so optimalni za dane pogoje delovanja motorja);

Oblikovanje in izbira parametrov krmilnih algoritmov za zagotavljanje določene kakovosti vodenja pri uporabi izbranih programov.

pomembno matematični problem, brez reševanja katerega ustvarjanje zanesljive in učinkovite digitalne avtomatske krmilne in nadzorne enote v sodobnih razmerah praktično nemogoče, je razvoj matematičnih modelov motorja, senzorjev in aktuatorjev, njihova prilagoditev specifičnim praktičnim pogojem uporabe. Splošno sprejeto je, da je celoten cikel razvoja ACS mogoče zagotoviti z uporabo kompleksa več vrst modelov različnih stopenj kompleksnosti. Kompleks kot celota mora izpolnjevati številne zahteve, od katerih so glavne:

Možnost simulacije ustaljenih in prehodnih načinov delovanja pri spreminjajočih se pogojih letenja v celotnem obsegu načinov delovanja elektrarne;

Pridobitev natančnosti modeliranja v ustaljenih in prehodnih načinih, ki zadostuje za reševanje problemov krmiljenja;

Sprejemljiv čas izračuna na računalniku;

Možnost izvajanja izračunov v naravnem (realnem) in pospešenem času za modele, namenjene uporabi na polnaravnih stojnicah.

Vendar pa ima danes ob hudi konkurenci, znatnem zaostanku za vodilnimi tujimi proizvajalci in motenju vzpostavljenih gospodarskih vezi časovni dejavnik vse večji vpliv na proces razvoja ACS. Na žalost vseh zgoraj navedenih zahtev ni mogoče izpolniti v kratkem času, še posebej v prisotnosti akutnega pomanjkanja izkušenih strokovnjakov. Po drugi strani pa naloga prepoznavanja okvar, diagnosticiranja poslabšanja delovanja posameznih komponent in sklopov vključuje uporabo modela motorja. senzorji in aktuatorji, vgrajeni v avtomatsko krmilno in nadzorno enoto. Za ta model veljajo najstrožje zahteve glede zmogljivosti, od njegove natančnosti pa sta neposredno odvisna kakovost diagnostike in verjetnost odkrivanja napak.

Uporaba modelov, ki se razlikujejo po strukturi in vsebini na različnih stopnjah oblikovanja, zahteva velike dodatne časovne stroške. Prispevek raziskuje možnost uporabe dokaj preprostih linearnih dinamičnih modelov (LDM) za reševanje niza problemov, ki se pojavijo pri razvoju učinkovitega ACS.

Znatno zmanjšanje časa razvoja je mogoče doseči z optimizacijo algoritmov za preverjanje programske opreme, vgrajene v ACS. Glavno vlogo ima model preučevanega sistema. Glavna težava pri tem je izdelava posebnega testnega programskega paketa, ki namesto dragega polovičnega stojala združuje model motorja, senzorje, aktuatorje, merilne in krmilne kanale avtomatskega krmilnega sistema. Polnaravna testna miza je sistem, ki simulira delovanje motorja, na njem nameščenih senzorjev in aktuatorjev. Pomembna kakovost polnaravnega stojala je, da se uporablja za preverjanje elektronskega ACS kot celote in ne samo programske ali strojne opreme. Kompleks za testiranje programske opreme učinkovito rešuje le problem testiranja digitalne programske opreme ACS in algoritmov, ki so vanjo vgrajeni. V tem primeru se značilnosti izvedbe strojne opreme ne upoštevajo neposredno, kot na polnaravnih stojnicah, ampak posredno - prek modelov merilnih in krmilnih kanalov. V tem primeru je mogoče preskusni plošči dodeliti potrebno preverjanje strojne opreme ACS, s pomočjo katere se simulirajo vhodni signali in nadzorujejo krmilna dejanja.

Polnaravno stojalo je učinkovitejše orodje za preverjanje kot testna konzola ali testni kompleks programske opreme, vendar je kompleksnost njegove izdelave sorazmerna z ustvarjanjem samega ACS-ja in jo v nekaterih primerih celo presega. V razmerah, ko so roki postavljeni tako, da je treba ACS ustvariti »včeraj«, se vprašanje oblikovanja razpolovne dobe niti ne postavlja.

Razvoj novih in prilagajanje obstoječih matematičnih metod v procesu ustvarjanja sistemov avtomatskega krmiljenja plinskoturbinskih motorjev v najkrajšem možnem času in z minimalno porabo materialnih in inženirskih virov je nujna naloga. Je kompleksen in se na različnih stopnjah zvodi na reševanje različnih matematičnih in inženirskih problemov. Brez vključevanja računalnikov in premišljene uporabe matematičnih modelov problema ni mogoče rešiti. Glavne vrste modelov, ki se uporabljajo pri študiji delovanja plinskoturbinskega motorja, so hidromehanske in elektronske komponente njegovega krmilnega sistema, senzorji in aktuatorji.

Modeli elementov. V takšnih modelih se konstrukcijske značilnosti sistema neposredno obravnavajo kot parametri. Razvoj modelov po elementih zahteva veliko časa, vendar je v tem primeru mogoče pravilno prepoznati različne dejavnike, kot so trenje v konstrukcijskih elementih, sile na aktuatorje, spremembe oblike odsekov izvrtine v hidromehanskih napravah. , obraba vozlišč, zamuda pri izdaji odločb itd.

Približni nelinearni modeli. Reproducirajo delo v celotni paleti načinov, na poenostavljen način opisujejo dinamične lastnosti in statične značilnosti predmeta. Modeli so namenjeni raziskovanju "v velikem" in omogočajo izračune v naravnem (realnem) časovnem merilu. (Upoštevati je treba, da je sposobnost izvajanja izračunov v realnem času odvisna tudi od moči računalnika, izbranega programskega jezika, operacijski sistem, kakovost programiranja in raven optimizacije izračunov).

linearizirani modeli. Obnašanje sistema se reproducira v bližini omejenega nabora točk statične karakteristike. Dovoli uporabo tipičnih enakovrednih nelinearnih elementov. Takšni modeli se običajno uporabljajo za preučevanje "v malem", na primer stabilnosti regulacije. Približni nelinearni model je mogoče zamenjati z lineariziranim. Ena od možnosti za takšno zamenjavo je opisana v. Prednosti in slabosti tega pristopa so podrobno obravnavane v prvem poglavju dela.

Za opis hidromehanskih komponent in sklopov avtomatskih krmilnih sistemov se najpogosteje uporabljajo modeli po elementih pri reševanju problemov, povezanih z ustvarjanjem krmilnega sistema plinskoturbinskega motorja. Približni nelinearni modeli se uporabljajo za opis delovanja plinskoturbinskih motorjev v celotnem razponu načinov delovanja. Pri preučevanju stabilnosti krmilnih sistemov je smotrno uporabiti linearizirane GTE modele.

V zadnjih letih je postalo aktualno vprašanje posodobitve letalske tehnologije, tudi s posodobitvijo motorjev in njihovih samohodnih pušk. Naloga je doseči največji učinek z minimalnimi materialnimi stroški. Zlasti ob ohranjanju enakih funkcij je mogoče znižati stroške ACS z uporabo sodobne cenejše elementne baze in zmanjšanjem števila elektronskih enot, vključenih v ACS. Poleg tega je mogoče izboljšati kakovost ACS z izboljšanjem in zapletom krmilnih algoritmov, izboljšanjem diagnostičnega sistema in uvedbo obračunavanja časa delovanja in tehničnega stanja motorja.

Edinstvena situacija je nastala, ko so sovpadali številni pomembni dejavniki, ki so vplivali na razvoj ACS za letalske motorje, in sicer:

Revolucionarni razvoj elektronskih računalniških naprav, ki omogočajo reševanje problemov krmiljenja in diagnostike plinskoturbinskih motorjev na novi ravni z vključevanjem prej nedostopnih sredstev;

Nujna potreba po posodobitvi obstoječih ACS, da bi zmanjšali njihove stroške in izboljšali zanesljivost dela;

Zamuda pri širšem uvajanju sodobnih digitalnih ACS, povezana s krizo zadnjih let in v povezavi s tem, povečana vrzel med rezultati teoretičnih raziskav in matematičnim aparatom dejansko uporabljenih naprav.

Posledično je naloga učinkovitega razvoja nove originalne strukture ACS odločilno nalogo GTE nadzor ob upoštevanju novih možnosti digitalnih elektronskih sistemov. Hkrati je postalo mogoče izboljšati številne predhodno uspešno uporabljene algoritme, da bi izboljšali kakovost in zanesljivost njihovega dela.

Namen disertacije je razviti učinkovit digitalni ACS motor, ki temelji na sodobnih principih vodenja. Za dosego tega cilja so bile zastavljene in rešene naslednje naloge:

1. Razvita je bila izvirna struktura ACS, ki omogoča učinkovito reševanje problemov krmiljenja plinskoturbinskih motorjev;

2. Linearni dinamični model GTE je bil izboljšan za izboljšanje natančnosti izračuna;

3. Razviti so bili originalni algoritmi za obdelavo signalov senzorjev temperature plina in vrtilnih hitrosti, da bi zmanjšali učinek motenj v merilnih kanalih;

4. Izdelan je programski paket, ki omogoča testiranje algoritmov kot del programske opreme, nameščene v ACS skupaj z modelom motorja, senzorji in aktuatorji.

V prispevku so opisani rezultati izdelave ACS, modeliranja in sistemske analize na podlagi izkušenj, pridobljenih v procesu razvoja ACS BARK-65 (Automatic Control and Control Unit) motorja TV7-117S, ki se uporablja na letalih IL-114. BARK-65 je uspešno prestal fazo preskusov na mizi, med katerimi je pokazal sposobnost učinkovitega nadzora motorja.

Elektrarno letala sestavljata dva zamenljiva motorja TV7-117S, nameščena v motornih gondolah na krilu letala. Vsak motor poganja šestkraki reverzibilni propeler SV-34.

Krmilni sistem motorja TV7-117S je sestavljen iz digitalne krmilne enote BARK-65 in njene hidromehanske rezerve. BARK-65 je sodoben digitalni enokanalni krmilni sistem motorja. Hidromehanski aktuatorji se uporabljajo za zagotavljanje hidromehanske rezerve v tokokrogih za nadzor porabe goriva in vodilnih lopaticah turbopolnilnika. Za povečanje zanesljivosti sistema so vsi senzorji, merilna vezja, električna krmilna vezja, ki tvorijo in izvajajo glavne krmilne programe in omejitve, večkanalna.

Prve potrebne izkušnje pri ustvarjanju ACS za letalske motorje so bile pridobljene v procesu razvoja ACS BARK-78, ki omejuje mejne parametre delovanja zadnja modifikacija Motorji TVZ-117, znani pod blagovno znamko VK-2500. BARK-78 opravlja funkcije predhodno uporabljenih elektronskih enot ERD (elektronski krmilnik motorja) in RT (temperaturni krmilnik), je v bistvu dokaj preprosta naprava, njen opis ni podan v tem prispevku, vendar je številna programska in strojna oprema Rešitve, uporabljene v BARK-78, so bile uporabljene tudi pri ustvarjanju samohodnih pušk BARK-65. Ti vključujejo sistem tolerance gradienta za nadzor vhodnih analognih signalov in termoelementni vztrajnostni kompenzator, opisan v drugem poglavju.

V prvem poglavju je opisan algoritem za izgradnjo linearnega dinamičnega modela plinskoturbinskega motorja. Temelji na metodi, predlagani v , razlika je v metodi iskanja najbližje ravnotežne točke. Spodaj so opisi modelov merilnih kanalov in izvršilnih kanalov, vključenih skupaj z modelom motorja v kompleksu za testiranje programske opreme.

V drugem poglavju je na podlagi materialov, predstavljenih v prejšnjem poglavju, zgrajen krmilni sistem GTE. Opisane so metode za konstruiranje optimalnih krmilnikov. Upošteva se odvisnost kakovosti in programske kompleksnosti krmilnih algoritmov od stopnje, na kateri se izvaja izbor različnih krmilnih programov in omejitev. Formulirane so zahteve za metode testiranja dobljenih ACS na modelu in na objektu. Upoštevan je problem popolnosti opravljenih testov. Podane so možnosti izvedbe poenostavljenega modela motorja na podlagi pridobljene strukture ACS, oblikovane so končne zahteve zanj in njegova natančnost. Zgrajen je kompleksen algoritem za odkrivanje okvar in okvar. Zahteve za elektronski del ACS se dokončujejo. Raziskuje se situacija, ko iz nekega razloga zahteve za ACS niso izvedljive. Izvedena je primerjava materialov, pridobljenih pri simulaciji in testiranju BARK-65 na motorju.

V tretjem poglavju je izvedena sinteza in analiza ACS, ki temeljijo na klasičnih principih. Pri njegovem razvoju so bili uporabljeni materiali (struktura ACS, tipične krmilne povezave), (sinteza inercijskega kompenzatorja termoelementa, sinteza temperaturnega omejevalnika), pa tudi , , , in drugi. Rezultate uporabe različnih ACS smo analizirali s pomočjo programskega testnega kompleksa, opisanega v prvem poglavju, ki vključuje LDM motorja, modele aktuatorjev po elementih in modele merilnih vezij. "Klasični" ACS, ki zmaga v smislu enostavnosti izvedbe, izgublja v smislu natančnosti vzdrževanja in omejevanja določenih parametrov.

3. Sklepi in rezultati

V procesu razvoja so bile uporabljene naslednje metode in rezultati. in sicer:

Model motorja, ki temelji na linearnem dinamičnem modelu;

Modeli hidromehanskih aktuatorjev ACS po elementih;

Formulirane so zahteve za elektroniko;

Izdelan je poenostavljen model motorja, na podlagi katerega je v primeru okvare določenih senzorjev mogoče izračunati ustrezne parametre motorja (spremenljivke, ki določajo stanje motorja);

Na podlagi sistemskega modela je bilo izvedeno celovito odpravljanje napak in preverjanje programa, vključenega v BARK-65;

Ustvarjen je izviren diagnostični sistem, ki združuje analizo rezultatov delovanja nadzora tolerance gradienta, informacij, prejetih po različnih merilnih kanalih, in informacij, ki jih zagotavlja poenostavljen model motorja;

Glavni rezultat dela je ustvarjanje učinkovitega avtomatskega krmilnega sistema za plinskoturbinski motor, ki ustreza sodobnim zahtevam. Ima izvirno strukturo, ki povzema glavne krmilne zanke in omejitve. Rezultati dela so univerzalne narave in so lahko in so bili učinkovito uporabljeni pri razvoju ACS za druge dvogredne plinskoturbinske motorje. ACS podobne strukture za motorje TV7-117V (helikopterska modifikacija TV7-117S) in VK-1500 (ki naj bi se uporabljal na letalu AN-3) so trenutno v fazi preskusov na mizi. Razmišlja se o možnosti namestitve modificiranih motorjev serije TV7-117 na hitre čolne s prostornino približno 20 ton, ki lahko dosežejo hitrost do 120 km/h.

Podobne teze na specialnosti "Sistemska analiza, upravljanje in obdelava informacij (po panogah)", 05.13.01 šifra VAK

• Zagotavljanje elektroenergetske združljivosti transportne električne opreme z visokonapetostnim napajanjem 2004, doktor tehničnih znanosti Reznikov, Stanislav Borisovič

• Razvoj in raziskave električnega pogona na osnovi induktorskega motorja z neodvisnim vzbujanjem 2002, kandidat tehničnih znanosti Postnikov, Sergej Gennadievich

• Identifikacija dinamičnih modelov ACS GTE in njihovih elementov s statističnimi metodami 2002, doktor tehničnih znanosti Arkov, Valentin Yulievich

• Strukture in algoritmi servo krmiljenega električnega pogona z dano dinamično natančnostjo 2011, kandidat tehničnih znanosti Pankrats, Jurij Vitalijevič

• Razvoj metod in sredstev za izboljšanje učinkovitosti dizelskih motorjev v dinamičnih načinih 2010, doktor tehničnih znanosti Kuznetsov, Alexander Gavriilovič

Zaključek disertacije na temo "Sistemska analiza, upravljanje in obdelava informacij (po panogah)", Sumačev, Sergej Aleksandrovič

sklepi o DELU NA SPLOŠNO

V prispevku je prikazana metoda za izdelavo univerzalnega avtomatskega krmilnega sistema za dvogredne plinskoturbinske motorje. Pri reševanju glavne naloge - sinteze ACS na osnovi LDM so bile rešene številne pomožne naloge, in sicer:

Izboljšana natančnost določanja najbližje ravnotežne točke LDM;

Razvit je bil originalni vztrajnostni kompenzator termoelementa;

Narejena je bila analiza različnih metod za merjenje frekvence vrtenja rotorjev;

Ustvarjen je bil testni kompleks programske opreme za testiranje delovanja programske opreme in algoritmov, vgrajenih v digitalni ACS;

ACS, ki temelji na tradicionalnih pristopih, je bil razvit in izdelan primerjalna analiza dve različni samohodni puški: samohodne puške na osnovi LDM in tradicionalne samohodne puške.

Rezultati, predstavljeni v prispevku, so bili preizkušeni med namizni preizkusi samohodnih pušk BARK-65 in motorja TV7-117S. Med preizkusi je bila potrjena visoka učinkovitost ACS pri ohranjanju in omejevanju navedenih parametrov. Nabor ukrepov za izboljšanje zanesljivosti delovanja ACS je omogočil z veliko verjetnostjo zaznati okvare merilnih in krmilnih kanalov, za omejen nabor parametrov pa je bilo mogoče podatke, prejete od senzorjev, podvojiti z vrednostmi izračunano iz modela. V prilogi je predstavljenih nekaj zanimivih oscilogramov, posnetih med preskusi na mizi, ter akt o implementaciji algoritmov, opisanih v delu.

Kompleksen pristop pri reševanju naloge, ko so bili revidirani klasični pristopi in metode, je omogočilo izdelavo ACS na visoki sodobni ravni.

Struktura ACS, ki temelji na LDM, omogoča njegovo posodobitev z namenom izboljšanja kakovosti nadzora, povečanja meje stabilnosti in zanesljivosti delovanja.

Rezultati, predstavljeni v delu, so univerzalni, opisana struktura ACS je bila uporabljena za izdelavo digitalnih krmilnih enot za druge modifikacije motorja TV7-P7S in motorja VK-1500.

GLAVNE PUBLIKACIJE NA TEMO DIPLOMSKOG DELA

1. Sumachev S.A. Izdelava modela dinamičnega termočlenskega inercijskega kompenzatorja.//Kontrolni procesi in stabilnost: Zbornik XXX znanstvena konferenca fakulteta PM-PU. - Sankt Peterburg: Kemijski raziskovalni inštitut OOP, St. Petersburg State University, 1999. - S. 193-196.

2. Sumachev S.A., Kormacheva I.V. Dinamični vztrajnostni kompenzator termoelementa: uporaba za omejevanje temperature plinskoturbinskih motorjev.//Kontrolni procesi in stabilnost: Zbornik XXXI znanstvene konference fakultete PM-PU. - Sankt Peterburg: Kemijski raziskovalni inštitut OOP, St. Petersburg State University, 2000. - S. 257-260.

3. Sumachev S. A. Matematični model dvogrednega plinskoturbinskega motorja in njegovega ACS. //Procesi upravljanja in trajnosti: Zbornik XXXII znanstvene konference fakultete PM-PU. - St. Petersburg: OOP Research Institute of Chemistry, 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. Izkušnje pri razvoju integriranega nadzornega in nadzornega sistema za motor RD-33 in njegove modifikacije. // Tez. poročilo Mednarodna znanstvena konferenca "Motorji XXI stoletja" 1 ura Moskva, 2000 -S. 344.

5. Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Sumachev S.A. Novo pri reševanju problema omejevanja temperature plina pred turbino plinske turbine. // Tez. poročilo Mednarodna znanstvena konferenca "Motorji XXI stoletja" 1 ura Moskva, 2000 - str. 362.

Seznam referenc za raziskavo disertacije Kandidat tehničnih znanosti Sumačev, Sergej Aleksandrovič, 2002

1. Antončik B.C. Metode za stabilizacijo gibov programa. SPb.: Ed. St. Petersburg State University, 1998.

2. Belkin Yu.S., Boev B.V., Gurevič O.S. in drugi Integralni sistemi avtomatskega krmiljenja letalskih elektrarn. M.: Mashinostroenie, 1983.

3. Berezlev V.F. in drugi Sistemi avtomatskega nadzora frekvence vrtenja rotorjev plinskoturbinskih motorjev. Kijev: KNJIGA, 1985.

4. Bodner V.A. Avtomatski krmilni sistemi letalskih motorjev. -M.: Mašinostroenie, 1973.

5. Vanyurikhin G.I., Ivanov V.M. Sinteza sistemov za nadzor gibanja za nestacionarne objekte. -M.: Mašinostroenie, 1988.

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

7. Gardner M.F., Burns J.L. Prehodni procesi v linearnih sistemih z zbranimi konstantami. Državna založba fizikalne in matematične literature. M.: 1961.

8. Gimadiev A.G., Shakhmatov E.V., Shorin V.P. Avtomatski krmilni sistemi za letalske plinskoturbinske motorje. Kuibyshev: KuAI, 1990.

9. Golberg F.D., Vatenin A.V. Matematični modeli plinskoturbinskih motorjev kot krmilni objekti. Moskva: založba MAI, 1999.

10. Yu. Gurevič O.e., Bliznyukov L.G., Trofimov A.S. Avtomatski krmilni sistemi za letalske elektrarne. // Preoblikovanje v strojništvu. M. "Informacijska konverzija", 2000. - Št. 5 (42). - Str. 50.

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

12. Dobryansky G.V., Martyanova T.S. Dinamika letalskih plinskoturbinskih motorjev. M.: Mashinostroenie, 1989.

13. Zhabko A.n., Kharitonov V.L. Metode linearne algebre v problemih vodenja. SPb.: Ed. St. Petersburg State University, 1993.

14. Ivanov V.A. in druge matematične osnove teorije avtomatskega vodenja. Proc. dodatek za univerze. Ed. B.K. Chemodanov. -M., podiplomska šola, 1971.

15. Kabanov CA. Upravljanje sistemov na napovednih modelih. - Sankt Peterburg: Založba St. Petersburg State University, 1997.

16. Quartsev A.P. Avtomatizacija razvoja in testiranja programske opreme. Samara: Samara State Aerospace University, 1999.

17. Klyuev A.S., Glazov B.V., Mindin M.B. Tehnika branja diagramov avtomatskega krmiljenja in krmiljenja procesa. M., "Energija", 1977.

18. Maksimov N.V. Regulatorji temperature plina za plinskoturbinske letalske motorje. Riga: RKIIGA, 1982.

19. Matematično modeliranje diskretnih sistemov. / Uredil kandidat fizikalnih in matematičnih znanosti M.K. Čirkov. Sankt Peterburg, založba St. Petersburg State University, 1995.

20. Metode za optimizacijo testov in modeliranje krmilnih sistemov za plinskoturbinske motorje / Pod splošnim uredništvom V.T. Dedesh. M.: Mashinostroenie, 1990.

21. Modeliranje in izbor parametrov avtomatskih krmilnikov za letalske motorje: učbenik / P.A. Sunarchin in drugi -UFA: država Ufa. letalstvo tech. uni-t., 1994.

22. AD MYSHKIS, Linearne diferencialne enačbe z retardiranim argumentom. M.: 1972.

23. Nelepin R.A., Kamachkin A.M., Turkin I.I., Shamberov V.N. Algoritemska sinteza nelinearnih krmilnih sistemov. L.: Založba Leningradske državne univerze, 1990.

24. Nechaev Yu.N. Nadzorni zakoni in značilnosti letalskih elektrarn. -M.: Mashinostroenie, 1995.

25. Panteleev A.V., Yakimova A.S. Teorija funkcij kompleksne spremenljivke in operativni račun v primerih in problemih / Vadnica. M.: Vyssh.shk., 2001.

26. Prasol OB A.B. Analitične in numerične metode za preučevanje dinamičnih procesov. SPb.: Ed. St. Petersburg State University, 1995.

27. Sinyakov A.N. Avtomatski krmilni sistemi za letala in njihove elektrarne. -M.: Mašinostroenie, 1991.

28. Sirotin S.A., Sokolov V.I., Sharov A.D. Avtomatsko krmiljenje letalskih motorjev. -M.: Mašinostroenie, 1991.

29. Skibin V.A., Pavlov Yu.I., Dobrovolsky V.I. Merilne metode, naprave in oprema, ki se uporabljajo pri preskusnih napravah letalskih motorjev. M.: NITs CIAM: MGATU, 1996.

30. Solovjev E.V., Gladkova V.N., Akopova T.P. Raziskovanje dinamičnih lastnosti avtomatskih krmilnih sistemov pogonski sistem. Moskva: Založba MAI, 1990.

31. Solntsev V.N. Matematična podpora integriranih prilagodljivih optimalnih sistemov avtomatskega krmiljenja kompleksa manevriranih letal "elektrarna letala". - M.: Radio in komunikacija, 1999.

32. Teorija avtomatskega krmiljenja letalskih elektrarn. Uredil A. A. Shevyakov. M.: Mashinostroenie, 1976.

33. Teorija in aplikacije diskretnih sistemov. / Uredil kandidat fizikalnih in matematičnih znanosti M.K. Chirkova, kandidatka tehničnih znanosti S.P. Maslova. Sankt Peterburg, založba St. Petersburg State University, 1995.

34. Načrtovanje in delovanje elektrarn za letala IL-96-300, Tu-204, IL-114 / Uredil doktor tehničnih znanosti B.A. Solovjov. -M.: Promet, 1993.

35. Yugov O.K. Optimalno krmiljenje letalske elektrarne. -M. Inženiring, 1978.

36.N.H. Jo, J. H. Seo. Input Output linearization Approach of State Observer Design for Nonlinear System // Transakcije IEEE o avtomatskem nadzoru. Vol.45. N. 12. 2000. P.2388-2393.

37. Hassan K. Khalil. Univerzalni integrirani krmilniki za minimalno fazni nelinearni sistem // Transakcije IEEE o avtomatskem krmiljenju. Vol.45. N. 3. 2000. P.490-494.

38. G. Kulikov, V. Arkov, T. Breikin. Modeliranje plinskih turbin v realnem času z optimalnim glajenjem // prednatisi 11* IF AC Workshop Control Applications of Optimization. Zv. 1. Sankt Peterburg, 2000, str. 212-217.

39. Thomas J. Rodling. Integrirani sistemi za nadzor letenja // IEEE Aerospace and Electronic Systems. letnik 16. št. 5. 2001. str. 17-22.

Upoštevajte, da so zgoraj predstavljena znanstvena besedila objavljena v pregled in pridobljena s prepoznavanjem besedila originalne disertacije (OCR). V zvezi s tem lahko vsebujejo napake, povezane s nepopolnostjo algoritmov za prepoznavanje. V datotekah PDF z disertacijami in povzetki, ki jih dostavljamo, takšnih napak ni.