и реактивного сопла из гидробака самолета гидронасосом переменной производительности, установленным, как правило, на коробке приводов двигателя.

Воздушная система (см. раздел 12.5) ГТД выполняет отбор и подачу воздуха от компрессора на нужды как самого двигателя и его систем, так и самолета.

При работе двигателя воздух по воздушным трубопроводам и каналам в деталях подается:

-на охлаждение деталей опор роторов;

-на охлаждение маслосистемы;

-на наддув лабиринтных уплотнений опор;

-в систему кондиционирования воздуха (СКВ);

-в противообледенительную систему самолета и двигателя (ПОС);

-на обдув корпусов компрессора и турбины системы активного управления радиальными зазорами (САУРЗ);

-на охлаждение деталей ротора турбины;

-на охлаждение рабочих и сопловых лопаток турбины;

-на наддув гидробаков самолета;

-на охлаждение оптических параметров и све- чей зажигания;

-на обогрев датчиков температуры и давления воздуха на входе в двигатель;

-в дренажную систему.

Подвод воздуха к узлам двигателя выполняется как постоянно (наддув лабиринтных уплотнений; охлаждение турбины, опор роторов, пирометров и свечей зажигания), так и по командам САУ ГТД или по командам экипажа (обдув корпусов компрессора и турбины САУРЗ, СКВ и ПОС, охлаждение масла двигателя).

Одной из систем обеспечения безопасной эксплуатации ГТД является система пожаротушения. В случае повышения температуры воздуха в подкапотном пространстве силовой установки (СУ) экипажу автоматически выдается сигнал о пожаре и по команде экипажа включается подача огнегасящих составов к очагу возгорания. Как правило, система пожаротушения ГТД является подсистемой самолета.

В конструкции ГТД могут быть также другие системы, необходимые для обеспечения его работы и выполнения требований по применению самолета. В настоящей главе будут рассмотрены особенности, назначение, конструкция, работа систем авиационных и наземных ГТД, взаимодействие их с узлами двигателя и системами самолета или наземной промышленной установки.

12.1 - Системы автоматического

управления и контроля

В настоящем разделе рассмотрены системы автоматического управления и контроля авиационных ГТД и особенности этих систем для газотурбинных установок промышленного применения.

12.1.1 - Системы автоматического управления и контроля авиационных ГТД

Система автоматического управления и контроля (САУ) авиационных ГТД рассмотрены на примерах современных ТРДД и ТРДДФ.

12.1.1.1 - Назначение САУ

САУ предназначена для:

-управления запуском двигателя и его выклю- чения;

-управления режимом работы двигателя;

-обеспечения устойчивой работы компрессора и КС двигателя на установившихся и переходных режимах;

-предотвращения превышения параметров двигателя выше предельно допустимых;

-управления запуском форсажной камеры (ФК) (для ТРДФ, ТРДДФ);

-обеспечения информационного обмена с системами самолета;

-интегрированного управления двигателем

âсоставе силовой установки самолета по командам из самолетной системы управления;

-обеспечения контроля исправности элементов САУ;

-оперативного контроля и диагностирования состояния двигателя (при объединенной САУ и системы контроля);

-подготовки и выдачи в систему регистрации информации о состоянии двигателя [12.1.4.1].

Примеры состава агрегатов систем автоматического управления и контроля ТРДД и ТРДДФ приведены на Рис. 12.1.1.1_1 и Рис. 12.1.1.1_2.

Обеспечение управления запуском двигателя и его выключением

На запуске САУ выполняет следующие функ-

öèè:

- управляет подачей топлива в КС, направляющим аппаратом (НА), перепусками воздуха и площадью критического сечения сопла (если сопло регу-

лируемое) в соответствии с законами управления ;

-управляет пусковым устройством и агрегатами зажигания;

-защищает двигатель при помпаже, срывах

âкомпрессоре и от перегрева турбины;

-защищает пусковое устройство от превышения предельной частоты вращения.

САУ обеспечивает выключение двигателя с любого режима работы по команде пилота или автоматически при достижении предельных параметров, кратковременное прекращение подачи топлива

âосновную КС при потере газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора.

Управление режимом работы двигателя

Управление производится по командам пилота в соответствии с заданными программами управления. Управляющими воздействиями являются расходы топлива в КС и ФК. При управлении поддерживается заданный параметр регулирования с учетом параметров воздуха на входе в двигатель и внутридвигательных параметров. В многосвяз-

ных системах управления также может управляться геометрия проточной части для реализации оптимального и (или) адаптивного управления с целью обеспечения максимальной эффективности комплекса «СУ - летательный аппарат».

Обеспечение устойчивой работы компрессора, КС (и ФК) двигателя на установившихся и переходных режимах

Для устойчивой работы компрессора и КС (ФК) осуществляется автоматическое программное управление подачей топлива в камеры сгорания на переходных режимах, управление клапанами перепуска воздуха из компрессора и (или) за компрессором, управление поворотными лопатками ВНА и НА компрессора и площадью критического сечения регулируемого сопла. Управление обеспечивает протекание линии рабочих режимов с достаточным запасом от границы ГДУ компрессора (вентилятора, подпорных ступеней, КНД и КВД). Для предотвращения превышения параметров при потере ГДУ компрессора приме-

няется противопомпажная и противосрывная системы. Для предотвращения недопустимых нагрузок на элементы КС при вибрационном горении применяется система защиты двигателя от виброгорения.

Предотвращение превышения параметров двигателя выше предельно допустимых.

Под предельно допустимыми понимаются максимально возможные параметры двигателя, ограни- ченные по условиям выполнения дроссельных и вы- сотно-скоростных характеристик. Длительная работа на режимах с предельно допустимыми параметрами не должна приводить к разрушению деталей двигателя. В зависимости от конструкции двигателя автоматически ограничивается:

-предельно допустимая частота вращения роторов двигателя;

-предельно допустимое давление воздуха за компрессором;

-максимальная температура газа за турбиной;

-максимальная температура материала рабо- чих лопаток турбины;

-минимальный и максимальный расход топлива в КС;

- предельно допустимая частота вращения турбины пускового устройства.

Âслучае раскрутки турбины при обрыве ее вала производится автоматическое выключение двигателя с максимально возможным быстродействием клапана отсечки топлива в КС. Может быть применен электронный датчик, фиксирующий превышение пороговой частоты вращения, или механическое устройство, которое фиксирует взаимное окружное смещение валов компрессора и турбины

èопределяет момент обрыва вала для выключения подачи топлива. При этом управляющие устройства могут быть электронными, электромеханическими или механическими (если датчик обрыва вала

– механический).

Âконструкции САУ должны быть предусмотрены надсистемные средства защиты двигателя от разрушений при достижении предельных параметров в случае выхода из строя основных каналов управления САУ. Может быть предусмотрен отдельный агрегат, который при достижении предельного для надсистемного ограничения значения ка-

кого-либо из параметров (nÂÄ, nÑÒ, Ò*Ò, GÒ/Ð*Ê и др.) с максимальным быстродействием прекращает

(выдает команду на отсечку) подачу топлива в КС.

Обеспечение запуска ФК.

На запуске САУ выполняет следующие функции:

-предварительное открывает регулируемое сопло на заданную величину для исключения потери ГДУ компрессора при воспламенении в ФК пускового топлива;

-дозирует топливо в ФК в соответствии с программой управления с учетом атмосферных и внутридвигательных параметров;

-подает топливо в пусковые форсунки ФК;

-снимает блокировку на дальнейшее увели- чение режима ФК.

Аварийное выключение ФК и принудительное закрытие сопла.

По команде пилота или автоматически (при потере ГДУ, срыве в ФК) САУ с максимальным быстродействием выключает подачу топлива в ФК и закрывает сопло для предотвращения раскрутки роторов двигателя.

Информационный обмен с системами самолета.

Информационный обмен осуществляется по последовательным и параллельным цифровым каналам информационного обмена.

Выдача информации в контрольно-провероч- ную и регулировочную аппаратуру.

Для определения исправного состояния электронной части САУ, поиска неисправностей, эксплуатационной регулировки электронных агрегатов

âкомплекте принадлежностей двигателя имеется специальный пульт контроля, проверки и регулировки. Пульт применяется при наземных работах,

âнекоторых системах устанавливается на борту самолета. Между САУ и пультом осуществляется информационный обмен по кодовым линиям связи по специально подсоединяемому кабелю.

Интегрированное управление двигателем в составе СУ самолета по командам из самолетной системы управления.

С целью получения максимальной эффективности работы двигателя и самолета в целом интегрируют управление двигателем и другими системами СУ, а также управление СУ и аэродинамическое управление планером [12.1.4.2, 12.1.4.3]. Системы управления интегрируются на базе бортовых цифровых вычислительных систем, объединенных в систему управления бортовым комплексом. Интегрированное управление осуществляется корректировкой программ управления двигателем от системы управления СУ, выдачей параметров двигателя для управления

воздухозаборником (ВЗ) и выходным устройством СУ. По сигналу от САУ ВЗ выдаются команды на установление элементов механизации двигателя в положение повышения запасов ГДУ компрессора. Для предотвращения срывов в управляемом ВЗ при изменении режима полета режим двигателя соответственно корректируется или фиксируется.

Контроль исправности элементов САУ.

В электронной части САУ двигателя автоматически контролируется исправность элементов САУ. При отказе элементов САУ информация о неисправностях выдается в систему контроля СУ самолета. Выполняется реконфигурация программ управления и структуры электронной части САУ для сохранения ее работоспособности.

Оперативный контроль и диагностирование состояния двигателя.

САУ, интегрированная с системой контроля, выполняет дополнительно следующие функции:

-прием сигналов от датчиков и сигнализаторов двигателя и самолета, их фильтрацию, обработку и выдачу в бортовые системы индикации (КИСС), регистрации (МСРП) и другие системы самолета, преобразование аналоговых и дискретных параметров;

-допусковый контроль измеренных парамет-

ðîâ;

-контроль параметра тяги двигателя на взлетном режиме;

-контроль работы механизации компрессора;

-контроль положения элементов реверсивного устройства на прямой и обратной тяге;

-расчет и хранение информации о наработке двигателя;

-контроль часового расхода и уровня масла при заправке;

-контроль времени запуска двигателя и выбега роторов КНД и КВД при останове;

-контроль систем отбора воздуха и системы охлаждения турбины;

-виброконтроль узлов двигателя;

-анализ тенденций изменения основных параметров двигателя на установившихся режимах.

12.1.1.2 - Состав САУ

В состав САУ ТРДД входят следующие агрегаты и датчики:

-основной регулятор;

-датчики электронной части;

-блок коммутации;

-автономный генератор;

705

ГТД Системы - 12 Глава

Рисунок 12.1.1.2_2 - Структурная схема САУ ТРДДФ АРТ - агрегат распределения топлива в коллектор форсунок основной КС;

ВСУТ - всережимная система управления тягой СУ самолета; КИСС - комплексная система индикации параметров и сигнализации; МСРП - многоканальная система регистрации параметров;

САУ ВЗ - система автоматического управления воздухозаборником двигателя

-резервный регулятор (если предусмотрено резервное управление отдельным регулятором);

-агрегат управления механизацией двигателя;

-агрегат защиты от достижения предельных параметров двигателя;

-датчики резервного регулятора;

-исполнительные механизмы.

В состав САУ ТРДДФ входят дополнительно:

-форсажный регулятор;

-агрегат управления соплом.

Возможные варианты принципиальных схем САУ ТРДД и ТРДДФ приведен на Рис. 12.1.1.2_1 и 12.1.1.2_2 соответственно.

Состав САУ определяется принятым конструктивным решением. К составу САУ традиционно относят и агрегаты топливной системы [12.1.4.4].

Основной регулятор

Электронный регулятор двигателя (РЭД) представляет собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени. РЭД оснащен устройствами сопряжения с датчиками и исполнительными механизмами электронной системы управления и устройствами связи с двигательными и самолетными системами по мультиплексным каналам информационного обмена (МКИО), см. Рис. 12.1.1.2_3. РЭД предназначен для выполнения логических, управляющих и контролирующих программ, обеспечивающих управление двигателем на всех режимах его работы во всех условиях эксплуатации. Он интегрирован с бортовым управляющим комплексом, а также выдает информационные сигналы в многоканальную систему регистрации параметров (МСРП) и комплексную систему электронной индикации и сигнализации (КСЭИС).

Основной регулятор может быть гидро (пневмо)механическим устройством, если в рассматриваемом конкретном случае его применение более рационально, чем применение электронного регулятора.

Форсажный регулятор и агрегат управления соплом.

Форсажный регулятор предназначен для управления подачей топлива в ФК при е¸ включении и на форсажных режимах. Агрегат управления соплом предназначен для управления соплом в соответствии с заданными программами.

Указанные агрегаты, как правило, объединяют. Агрегаты могут быть гидромеханическими или электронными. В последнем варианте форсажный регулятор и агрегат управления соплом объединяют с основным регулятором, а исполнительную часть (преобразователи, гидро(пневмо)усилители) объединяют с резервным гидромеханическим регулятором. На Рис. 12.1.1.2_4 приведен форсажный гидромеханический регулятор, а на Рис. 12.1.1.2_5 - гидромеханический агрегат управления соплом.

Датчики электронной части.

Работу электронно-гидромеханической системы управления обеспечивают автономные датчики:

-частоты вращения ротора КВД

-частоты вращения ротора вентилятора

-температуры газа за турбиной;

-температуры газа за ТНД на запуске;

Рисунок12.1.1.2_5 - Регулятор сопла

-температуры РЛ первой ступени ТВД;

-температуры воздуха на входе в двигатель;

-полного давления воздуха на входе в двига-

òåëü;

-полного давления воздуха за КВД;

-углового положения лопаток ВНА;

-углового положения РУД;

-положения дозирующей иглы ДИ (в составе насоса-регулятора (НР));

-расхода топлива в КС (и, или ФК);

-наличия пламени в КС (и, или ФК);

-температуры топлива в топливной системе;

-температуры масла на выходе из опор роторов двигателя.

Возможна установка других датчиков в соответствии с принятыми программами управления.

Датчики имеют на выходе нормализованный электрический сигнал в аналоговом, частотном или кодовом виде. Сигнал подается во входной порт электронного преобразователя по электрическим или оптоволоконным линиям связи.

Блок коммутации.

Блок коммутации (БК) (см. Рис. 12.1.12._6) предназначен для усиления сигналов управления электроагрегатами пусковой системы и коммутации сильноточных цепей электроагрегатов по сигналам от РЭД, двигателя или из кабины самолета. БК обеспечивает также формирование команд на управление ручным запуском двигателя как на земле, так и в воздухе при отказе электронного регулятора. БК, как правило, установлен на двигателе.

Автономный генератор.

Электропитание САУ осуществляется от бортовых источников летательного аппарата. Для повышения надежности работы САУ дополнительно к бортовому электропитанию предусматривают автономный генератор (АГ) для резервного питания электронной части САУ. АГ устанавливается на коробке приводов двигателя.

Резервный регулятор.

Резервный регулятор, как правило, гидромеханический или гидропневмомеханический. Он может быть объединен с качающим узлом, дозатором топлива, исполнительной частью электронной системы, агрегатом резервного управления механизацией двигателя. В этом случае агрегат называется «насос-регулятор». Насос-регулятор (НР) (см. Рис. 12.1.1.2_7) при работе системы управления на основной автоматике предназначен:

Рисунок 12.1.1.2_6 - Блок коммутации

Рисунок 12.1.1.2_7 - Насос-регулятор