точек по границам области. Момент переключения одного из управлений t\ определяется как момент времени, когда выполняется равенство (2.52);

4) интегрирование системы (2.53) от t = t } до t - t ^ при к = 1, к = 0:

щ= sign 5,(f}), /= 1 ,2 ,

если при этом фазовая точка попадает на границу области х, соответствую­ щее управление определяется из условия движения по границе. Момент

£ = * o ( ' i ) - *o(f })•

Результаты расчета оптимальной по быстродействию программы для од­ новал ьного ТРД с регулируемым соплом при разгоне от малого газа до максимального приведены на рис. 2.17. Для траекторий, на которых фазовая точка попадает на ограничения (2.48), (2.49) (траектория 1 - 2 -

приближения отличается от оптимального не более чем на 0,2%.

§ 2.5. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ ДИАГНОСТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ГТД

Исключительно важной характеристикой современного самолета является надежность работы двигателей. В системе самолет—двигатели на долю двигателя приходится до 10% неисправностей [2.10]. Поэтому при реализа­ ции современных цифровых САУ ГТД большое внимание уделяется вопросам обеспечения надежной работы двигателя и его системы управле­ ния. Требования к высокому уровню надежности двигателя и его системы управления обусловлены величиной возможных потерь, возникающих при отказе или неисправностях двигателя или e n r электронной аппаратуры [2.11,2.19,2.21].

В общем случае задача оптимизации цифровой САУ ГТД по показателю надежности формулируется следующим образом. На заданном классе структур системы управления 5, множества ее блоков 1М и множества

программ \р\ найти такую систему (Sopt, Z?opt,p opt), для которой функ­ ция потерь F принимает минимальное значение

при ограничениях / > /о , v > и0, где I — информационная производительность; v - объем памяти в системе управления.

Решение задачи практически осуществляется вариантным перебором возможностей по контролю и диагностике состояния двигателя и элемен­ тов системы управления с оценкой характеристик на заключительном этапе. Анализ практически значимых решений задачи показал, что обеспечение надежности двигателя и его системы управления целесообразно прово­ дить на нескольких уровнях.

Уровень I —системный. Резервирование осуществляется на уровне функ­ циональных систем различной природы, например электронных и гидро­ механических [2.15, 2.22]. Структуру системы управления двигателем целесообразно строить таким образом, чтобы электронная *шлъ обеспечи­ вала требуемый уровень надежности системы рс = рэл > раад, а гидроме­ ханическая часть — безопасность полета со стороны системы Рс = Рг м ^

^Рзад* Уровень П —элементов системы. Здесь предусматривается резервирова­

ние тех элементов системы, которые не обеспечивают заданной надежности системы управления и двигателя. Введение резерва возможно для датчиков первичной информации, устройств ввода/вывода БЦВМ, исполнительных механизмов. Важной характеристикой системы управления двигателя наряду с вероятностью безотказной работы рсау < 1 является способность

системы противостоять кратковременным неисправностям и сбоям — устойчивость к неисправностям.

Уровень Ш —программного обеспечения БЦВМ. При исправной работе большей части датчиков и других элементов электронной САУ возникаю­ щие в системе неисправности можно ослабить или устранить по специаль­ ной программе контроля работоспособности САУ и диагностики состоя­ ния двигателя.

Наилучшие показатели надежности САУ ГТД, отнесенные к затратам на оборудование цифровой САУ, имеют системы двухканальной структуры с перекрестными связями между элементами. В такой структуре каждый электронный канал управления и контроля двигателя равноценен и не­ прерывно работает по всему объему функций. Такое построение цифро­ вой части системы управления исключает осложнения при переключении с канала на канал, отключении отказавшего элемента и подключении исправного и т.п.

Система диагностики неисправностей и контроля работоспособности электронной части САУ работает параллельно с системой управления двига­ теля в реальном масштабе времени. Существуют два основных метода де­ тектирования неисправностей в электронных цепях САУ: а)выделение от­ казавшего элемента ’’голосованием по большинству”; б) выделение от­ казавшего элемента процедурой самоконтроля.

Второй метод нашел в цифровых САУ ГТД большое распространение, несмотря на значительные затраты по времени вычислений и воздействие сбоев на работу системы. Снижение воздействия сбоев на цифровую систе­ му управления достигается повторным просчетом алгоритмов в БЦВМ. Процедура восстановления работоспособности САУ ГТД после обнаружения неисправности включает следующие этапы: а)прекращение обработки но­ вых данных и прерывание процессов вычислений; б)отключение неисправ­ ного оборудования; в) загрузку БЦВМ копией данных в контрольной точ­ ке расчетов; г)новый просчет программы, начиная с контрольной точки.

Нарушения в вычислительном процессе БЦВМ (в памяти или процес­ соре) контролируются путем анализа сигналов прерывания от датчиков временных меток и интервалов решения задачи. Контроль времени выпол­ нения программ в БЦВМ осуществляется с помощью специального счетчика времени. Высокие значения вероятности обнаружения отказов БЦВМ

всистеме контроля получаются при достаточно глубоком тестировании возможно большего числа элементов БЦВМ.

Так как вычисления по алгоритмам управления и контроля двигателя

вБЦВМ должны проводиться в реальном масштабе времени, выполнение программ самотестирования требует значительного быстродействия вычислителя.

Фактически окончательное решение о работоспособности БЦВМ прини­ мает внешнее электронное устройство — высоконадежный блок, который анализирует результаты проверок (целостности внешних и внутренних шин, прохождение сигналов через запоминающие устройства, работу

Система контроля работоспособности цифровой САУ выполняет непре­ рывный контроль и диагностику элементов электронной аппаратуры, отключение отказавших элементов и включение резервных, индикацию и оповещение пилота о состоянии аппаратуры управления с выдачей реко­ мендаций по восстановлению работоспособности другими средствами. Проверка элементов цифровой САУ ГТД в процессе эксплуатации прово­ дится на работающем двигателе на земле и в полете (полетный контроль).

При проведении полетного контроля в каждый такт цифрового управ­ ления двигателя с помощью проверяющей аппаратуры и исправной БЦВМ осуществляется диагностика работоспособности основных элементов САУ. В табл. 2.21 приведен примерный порядок проведения полетного контро­ ля цифровой САУ современного ГТД. Особенностью полетного контроля является значительная интенсивность случайных возмущений, действую­ щих на электронную аппаратуру цифровой САУ. Они дестабилизируют работу цифровой системы управления и могут приводить к необоснован­ ным отключениям всей цифровой части САУ и к подключению аварийной гидромеханической системы управления.

К указанным возмущениям, как правило, относятся: а)электромагнит­ ные помехи; б)флуктуации электрического питания; в)кратковременные нарушения контактов в линиях связи из-за вибраций и т.п.

Устойчивая работа системы встроенного контроля в реальных условиях достигается применением специальных вычислительных алгоритмов (уст­ ройств), выполняющих функцию интеграторов (счетчиков) числа сбоев. Целесообразность использования указанных интеграторов (счетчиков) сбоев обусловлена функциональной инерционностью цифрового управ­ ления и контроля состояния двигателя (инерционность исполнительных механизмов, устройств отображения и оповещения САУ). Для повыше­ ния достоверности распознавания действительного отказа аппаратуры в интеграторе сбоев анализируются несколько результатов последователь­ ного контроля и в случае ’’устойчивого” характера неисправности на выходе формируется сигнал отказа аппаратуры [2.10].

Надежная работа цифровой САУ ГТД с исправными элементами позво-

ляет успешно осуществлять функции прямого управления двигателем и функции контроля его технического состояния. Система диагностики и контроля технического состояния двигателя —одна из важнейших в цифро­ вой САУ ГТД. Она позволяет диагностировать ранние стадии проявления первичного дефекта двигателя, который может привести к более серьезным вторичным неисправностям [2.22]. Обнаруживая неустранимый дефект двигателя, цифровая САУ ГТД, как правило, снижает режим его работы, меняет логику управления с целью повышения безопасности полета.

Для практической реализации системы, осуществляющей (в условиях полета) функции контроля состояния и диагностики двигателя, необхо-

значений, коррекции и последующего осреднения значений. Отклонение этих средних значений параметров от эталонных, занесенных в защищен­ ную область памяти БЦВМ, позволяет диагностировать дефекты узлов двигателя или его систем. Надежность диагноза повышается, если в диагностических процедурах используются скорости изменения контро­ лируемых параметров.

Автоматический анализ технического состояния газовоздушного трак­ та по значениям термодинамических параметров (давления, температуры газов, частот вращения роторов и др.) в БЦВМ является одним из эф­ фективных методов диагностики двигателей [2.2]. Он основан на исполь­ зовании ’’точной” математической модели двигателя, которая определяет диагностические матрицы двигателя.

Результаты отдельных процедур диагностики состояния двигателя ис­ пользуются в более сложных диагностических алгоритмах контроля и диагностики. Например, дефект в работе топливной системы может быть надежно диагностирован по отклонениям термодинамических параметров двигателя и результатам контроля топливной системы; обрыв лопатки ротора турбокомпрессора обнаруживается по термодинамическим пара­ метрам и изменению уровня вибраций; разрушение подшипника диаг­ ностируется по результатам контроля состояния маслосистемы и уровню вибраций двигателя [2.9].

При реализации функции диагностики и контроля технического состоя­ ния двигателя в цифровой САУ выполняются следующие операций: а)про­

гики управления с целью ’’смягчения” действия дефекта и поддержания безопасности полета самолета с неисправным двигателем.

Вычислительные алгоритмы диагностики и контроля технического состояния работают с диагностическими матрицами двигателя. Эти матри­

основаны на матрицах линейной модели исправного двигателя

А 13х1 = А 2Зх2,

где З х х(п X 1) - вектор диагностических признаков; Зх2(р X 1) - вектор термодинамических параметров; А х{п X л), А 2(п Хр) — матрицы линей­ ной модели двигателя в окрестности установившегося режима полета.

Решение последней системы уравнений относительно сектора отклоне­ ний З х 1 дает систему уравнений с диагностической матрицей Ал :

Зх1 =АцЗх2 = (AI XA 2)3X 2

В табл. 2.23 приведены оценки размерностей (л, р) диагностических матриц Ац (л X р) некоторых типов авиационных ГТД.

Диагностическая матрица Лд(л X р) контролируемого двигателя для каждого характерного режима полета заносится в защищенную память

БЦВМ, и с ее помощью рассчитываются текущие значения отклонения приз­ наков неисправности бх1:

бх1 =Ац8х 2>

где бх2 - отклонения термодинамических параметров двигателя, измеряе­ мых на работающем двигателе.

По текущим значениям отклонений признаков бх1 с помощью алгорит­ мов контроля на превышение установленных пределов (cmin, Сщдх) фор­ мируются результаты контроля и проводятся расчеты по локализации де­ фекта двигателя.

Пример 15. Диагностика технического состояния одновального ГТД проводится в цифровой САУ по алгоритмам с диагностической матри­ цей Ац . На установившемся режиме полета (М,Н= const) управление двигателем осуществляется либо регулятором п = п ( а руд, Т^х), либо ре-

гуляторомюграничителем Тт = Т т(Г вх) .

Система диагностических уравнений этого двигателя для режима работы

где (5!Гт, 8R, бт? *, 677 р т — вектор диагностических признаков двигателя бх! (4 Х 1 ); (8п, 5GX, ЬТ*)т — вектор термодинамических параметров, измеряемых на работающем двигателе.

В цифровой САУ одновального ГТД измеряются все необходимые для диагностики двигателя параметры (с конечной точностью еп = ±0,15%, €G T = ± 0,5%, ет* = ± 0,3%), которые используются для расчетов. Очевидно,

что наличие погрешностей измерения (е„, 6G<J>, ет*) приводит к соответ­

ствующим погрешностям диагностических признаков (ет* = ±0,367%, ед = ± 0,321%, * = ± 0,156%, еГ}* = ± 0,432%). Эти погрешности признаков

и определяют величину зоны неопределенности диагноза состояния одновального ГТД (cmin, cmax).

б GT = 0,5%

ротора была увеличена на Ьп = 1,5%. На другом режиме полета двигатель регулировался по программе л(аруд, Гвх) . При этом значение температуры газов было выше на 1,5%, а расход топлива - в ’’норме” (5GT = ±0,5%). Результаты расчетов по диагностической матрице двигателя Лд(4 X 3) при­ ведены в табл. 2.24.

Из табл. 2.24 видно*, что авиационный двигатель имеет дефект турбины, так как на обоих режимах полета КПД турбины был ниже в среднем на 3%. Проявлением этого дефекта является как повышенная температура газов перед турбиной 5 Г ( н а 1,69%), так и повышенная тяга двигателя 5R (на 2% при регулировании по основной программе п (аруд, Т^х) .

Приведенный пример показывает, что диагностика и контроль техническо­ го состояния двигателя по диагностическим матрицам позволяют рассчи­ тать отклонения некоторых неизмеряемых параметров двигателя (5Г£, 5R, . .. ), а также локализовать место дефекта с точностью до отдельного узла двигателя.

В цифровых САУ современных ГТД допускается непрерывное измерение большого числа термодинамических параметров двигателя, поэтому надеж­ ность диагноза и локализация неисправности достаточно велики. Действи­ тельно, автоматические расчеты БЦВМ проводятся по ’’параллельным” диагностическим уравнениям, каждое из которых определяет текущее значение диагностического признака по разным наборам измерений. Нали­ чие параллельных диагнозов технического состояния двигателей позволяет синтезировать ’’обобщенный” диагноз, в котором автоматически отсеивают­ ся ’’неестественные” значения диагностических признаков.

ЛИТЕРАТУРА

2.1. Акимов В.М. и др. Теория воздушно-реактивных двигателй / Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1975.

2.2.Ахметзянов A M . и др. Диагностика состояния ВРД по термодинамическим параметрам. М.: Машиностроение, 1983.

2.3.Боднер В.А., Рязанов Ю.А., Шаймарданов Ф.А. Система автоматического управ­

ления двигателями летательных аппратов. М.: Машиностроение, 1973. 2.4. Воеводин В.В. Линейная алгебра. М.: Наука, 1980.

* Причина ’’неестественного” значения КПД компрессора 6 1% обусловлена в пер­ вую очередь ограниченной адекватностью линейной модели двигателя (см.: [2.2]).