19

Приложение экзамену 2016 май САУ двигателем и топливопитания и дренажа (31_43 вопрос)

ГТД, КАК ОБЪЕКТ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ.

Автоматическая система (АС) ГТД летательного аппарата включает управляемый объект - двигатель и автоматическое управляющее устройство.

Автоматическое управляющее устройство авиационного газотурбинного двигателя имеет фактически несколько самостоятельных автоматических систем. Автоматические системы, реализующие простые законы управления, называются также системами автоматического регулирования (САР).

Н а рисунке (для примера) представлена функциональная схема АС, включающей объект управления ГТД и САР.

В процессе автоматического управления двигатель испытывает управляющие и возмущающие (внешние и внутренние) воздействия. Регулирующие факторы (РФ) являются по отношению к двигателю управляющими воздействиями и служат входными сигналами, которые формируются определёнными контурами САР.

К внешним воздействиям относятся возмущения, обусловленные изменением окружающей среды, т.е. Р*_в, Т*_в и Р_н.

К внутренним воздействиям относятся возмущения, обусловленные случайным изменением параметров проточной части двигателя, т.е. деформациями и боевыми повреждениями деталей двигателя, отказы и неисправности систем двигателя, в том числе и АС.

Изменение режима работы двигателя лётчиком осуществляется воздействием на РУД, а регулируемые (РП) и ограничиваемые (ОП) параметры, по отношению к объекту управления - двигателю, являются выходными сигналами системы.

Как объект автоматического управления, двигатель характеризуется статическими и динамическими свойствами:

► Статические свойства - проявляются на установившихся режимах работы и характеризуются зависимостью управляемых (регулируемых) параметров от управляющих факторов.

► Динамические свойства - проявляются на переходных режимах, т.е. при изменении управляющих факторов и внешних возмущающих воздействий, и характеризуются собственной устойчивостью двигателя.

Автоматические системы предназначены для управления подачей топлива в двигатель с целью обеспечения заданного (выбранного) закона управления.

Следует также сказать о необходимости автоматизации приёмистости и сброса газа.

Приемистость двигателя - это процесс быстрого увеличения тяги за счёт повышения расхода топлива при резком перемещении РУД вперёд.

Различают полную и частичную приемистость:

► Полная приёмистость - приемистость с режима МГ до режима «максимал».

► Частичная приемистость - приемистость с любого крейсерского режима до большего крейсерского режима или максимального режима.

Сброс газа - процесс быстрого уменьшения тяги двигателя за счёт снижения расхода топлива при резком перемещении РУД назад.

Приемистость и сброс газа оцениваются соответственно временем приемистости и временем сброса газа, т.е. временем с начала перемещения РУД до достижения заданного режима повышенной или пониженной тяги двигателя.

Время приемистости определяется:

• Моментами инерции роторов двигателя;

• Величиной избыточной мощности турбины (ΔΝ=Ν_τ-Ν_κ);

• Расходом воздуха;

• Частотой вращения (n_НД) исходного режима;

• Диапазоном устойчивой работы камеры сгорания от α_ΜIN до α_ΜAX;

• Запасом устойчивости компрессора (ΔК_У);

• Величиной максимально допустимой температуры перед турбиной

(T*_г);

Время сброса газа зависит от:

• Моментов инерции роторов двигателя;

• Расходов воздуха;

• Частоты вращения исходного режима;

• Диапазона устойчивой работы к.с.;

• Запаса устойчивости компрессора.

Условия боевого применения самолётов требуют как можно меньшего времени приемистостиτ (τ_приём) и сброса газа (τ_СБ), в значительной степени определяющего их манёвренные качества. Это одно из важнейших требований, предъявляемых к двигателям самолётов военной авиации.

Перевод двигателя с пониженного режима на повышенный достигается избыточной (по сравнению с потребной) подачей топлива в к.с, обуславливающей появление на турбине избыточной мощности (ΔΝ). Очевидно, что чем больше ΔG_Т.изб при прочих равных условиях, тем меньше τ_приём.

Однако, увеличение избытков топлива с целью ↓τ_приём ограничивается по причинам:

► Из-за ↓ΔК_У до 0 возникает неустойчивая работа компрессора;

► При ↑Т*_Г> Т*_Гmax возможно повреждение элементов к.с. и турбины;

► При ↓α < α_ΜIN произойдёт богатый срыв и погасание к.с. (самовыключение двигателя).

1. Общая характеристика двигателя, как объекта автоматического управления.

Задачей управления двигателя при изменении условий полёта является обеспечение его оптимальных данных по тяге и экономичности при достаточной газодинамической устойчивости процесса и надёжности конструкции.

Зависимость управляемых параметров (УП) рабочего процесса и управляющих факторов (УФ) от условий полёта при заданном положении РУД носит название программы (закона) управления двигателя.

Управление двигателем может осуществляться:

• Изменением расхода топлива G_T в ОКС - используется для регулирования частоты вращения n_ВД.

• Изменением площади критического F_KР сечения сопла – используется для регулирования частоты n_нд вращения (или степени понижения давления газа в турбине π*_Т).

• Изменение площади выходного сечения F_С - используется для регулирования давления газа на срезе реактивного сопла Р_С из условия обеспечения полного расширения газа в сопле.

• Изменением углов установки лопаток НА φ_ΗА - используется для регулирования КВД из условия обеспечения необходимого запаса газодинамической устойчивости и эффективности компрессора (ΔК_У, η*_К и т.д.). Кроме того, на форсированных режимах изменение расхода топлива в ФКС G_TФ используется для регулирования температуры газа в форсажной камере Т*_ф.

Параметры G_T, F_КР, F_С, φ_ΗА и G_TФ являются управляющими факторами двигателя.

Параметры n_ВД, n_НД, Р_С, Т*_ф и комплекс параметров компрессора (ΔК_У, η*_К и т.д.) являются управляемыми параметрами двигателя.

Распределение УФ между УП можно представить следующим образом:

На двигателе предусмотрено автоматическое ограничение ряда неуправляемых параметров.

Ограничиваются:

• Предельное давление воздуха за компрессором Р*_Кпред (Р*к_пред=3,84 МПа= 35,5 кг/см²) по условиям прочности корпусов компрессора и камеры сгорания. Указанная величина достигается при полёте у земли с большой скоростью в условиях низких температур окружающей среды.

• Предельная температура газа за турбиной T*_Тпред. по условиям прочности элементов турбины

• Минимальный расход топлива в ОКС G_{T мин} в зависимости от давления воздуха Р*_в по условиям устойчивости процесса сгорания.

В земных условиях при Т*_В ≤ 273К, G_Tmин =335 ± 20 кг/ч.

• Предельная частота вращения РНД n_{НДпред.}·Ограничение n_НД осуществляется в случае раскрутки РНД при отказе системы управления критическим сечением сопла F_KР, когда частота вращения выходит из-под контроля регулятора n_НД.

Ограничение параметров: Р*_{к пред}, Т*_{т пред}, n_{НД пред} осуществляется воздействием на расход топлива в ОКС.

ОП: Р*_{к пред} ← G_T

Т*_{т пред} ← G_T

G_{T мин} ← G_T

n_{НД пред} ← G_T

2. Программа управления двигателем на режиме «максимал».

На «М» режиме в качестве основной осуществляется программа

nBД=f1(T*B),
nНД=f2(T*B) с коррекцией по Рв.

Как видно из рис. 1 можно выделить три характерных участка программы, определяемых значением Т*_в.

1. УЧАСТОК ПРОГРАММЫ ПРИ T*_В≤288K.

При Т*в < 288К реализуется такой закон изменения n_BД и n_НД по Т*_в, при котором обеспечивается неизменность n_BД = const и n_НД = const. В результате двигатель на этом участке программы работает на подобных режимах, когда все его приведённые параметры (Т*_Г пр = Т*_Г × (288/Т*_в), тяга Р_пр=Р×(1,013*10⁵/Р*_в), удельный расход топлива сохраняются неизменными.

Применение такой программы объясняется следующими причинами.

Поэтому, для сохранения ΔК_{У КНД} на заданном уровне необходимо при ↓Т*_В снижение ↓n_НД, сохраняя неизменным n_{НД npeд}=const. Аналогично, при n_{BД npeд}=const обеспечивается и заданное значение ΔК_{У КВД}. Осуществление этого закона на данном участке программы (при F_KР=const) происходит за счёт уменьшения ↓G_T в ОКС и соответственно снижения действительных значений n_НД, n_ВД и Т*_Г, что также позволяет уменьшить механические и тепловые нагрузки на элементы конструкций без снижения тяги двигателя (при P*_B=const) и при улучшении его экономичности ↓Суд (при ↓Т*_В). На рис.1 показано предусмотренное программой изменение по Т*_В предельно допустимых значений Т*_{т пред} и Т*_{Г пред}·

При Т*_В ≤ 288К это изменение соответствует закону Т*_{Т пр. пред} ≈ 1119Κ= const и Т*_{Г пр пред} ≈ 1630К= const. Указанное ограничение предельной температуры на 1-ом участке программы введено на случай отказа регулятора n_BД с целью предотвращения чрезмерной раскрутки РВД и снижения вследствие этого ΔК_{У КВД} ниже допустимой величины. При этом одновременно ограничивается и дополнительное расходование ресурса двигателя, связанное с повышением Т*_Г и n_BД.

2. УЧАСТОК ПРОГРАММЫ ПРИ 288К < T*_В< 335K.

В диапазоне 288К<Т*_В<335К реализуется программа:

n_BД=f₁(Т*_В)

n_НД=f₂(Т*_В)

Обеспечивается требуемое ↑Р тяги двигателя с ростом скорости полёта.

На этом участке программы величины n_НД и n_BД растут по мере ↑Т*_В.

Рост n_BД обеспечивается ростом G_T в ОКС и соответствующим Т*_Г. Чтобы ↑n_НД "затяжеляющегося" вентилятора (КНД), требуется существенное увеличение мощности ТНД. Это достигается путём раскрытия створок реактивного сопла F кр (см. рис. 2), т.е. за счёт увеличения степени расширения газов в ТНД ↑π*_ТНД (при этом растёт и π*_Т= π*_ТВДπ*_ТНД)·

При такой программе управления обеспечение требуемой тяги с ростом скорости полёта (↑Т*_В) сопровождается увеличением механических (из-за ↑n_НД и n_BД) и тепловых (из-за ↑Т*_Г и Т*_ТВД ) нагрузок на элементы конструкции двигателя.

В тоже время с ↑Т*_В увеличивается и температура воздуха, отбираемого от компрессора на охлаждение нагретых элементов двигателя. Охлаждающие свойства этого воздуха ухудшаются, и эффективность охлаждения снижается, что может привести к недопустимому уменьшению длительности прочности конструкционных материалов (особенно лопаток турбин). Для обеспечения надёжной работы двигателя при высоких значениях Т*_В введён участок программы с ограничением роста Т*_Г и ↓n_BД и n_НД .

3. УЧАСТОК ПРОГРАММЫ ПРИ T*_В_≥ 335K.

При Т*_В ≥ 335К реализуется программа:

Т*_{Т пред} = const

(что соответствует заданному закону изменения Т*_{Г пред}=f₃(Т*_В) и n_HД= f₂(T*_B))·

В качестве УФ, обеспечивающего Т*т _пред=const, используется изменение подачи топлива GT в ОКС. Очевидно, что для ограничения роста Т*_Г с ↑T*_B>335K, необходимо ↓G_T (в сравнении с программой на II участке), а это приводит к некоторому ↓n_BД. Одновременно с ограничением Т*_Г замедляется рост Т*_ТВД перед ТНД. При этом, чтобы исключить опасный рост Т*_Г (и Т*_ТВД) при отказе ограничителя Т*т npeд; уровень программной настройки n_BД на III-ем участке программы устанавливается примерно на 2% выше значений n_BД=f₁(T*_B), обеспечиваемых при Т*т=Т*т пред.

Однако, как видно из рис.1 до Т*_В=346К программой предусмотрено дальнейшее ↑n_НД по тому же закону, что и на II участке. Это обусловлено необходимостью обеспечить заданную тягу на режиме полёта, соответствующем Н=0, Мн=1.

Поскольку при этом рост Т*_ТВД замедлен, указанное увеличение обеспечивается за счёт более энергичного ↑π*_ТНД (а значит, и π*_Т) путём ↑F_KР (см. рис.2). При дальнейшем ↑Т*_В>346К закон изменения n_НД=f₂(Т*_В) подобран таким образом, чтобы каждому значению n_BД соответствовало оптимальное (с точки зрения получения наибольшей тяги) значение n_{НД ,} при условии T*_npед=соnst.