Вопрос №1. Назначение, классификация систем управления режимами работы и регулирования параметров силовых установок

Содержание группового занятия

 

Введение

 

Для более качественного контроля над работой силовой установки, применяются системы управления режимами работы авиационных двигателей. Их применение упрощает эксплуатацию авиадвигателей и облегчает работу лётного экипажа, основной задачей которого становится выбрать нужный режим работы двигателя, а системы управления установят нужные параметры силовой установки и будут контролировать соблюдение заданных значений.

Применение систем автоматического регулирования силовой установки позволяет освободить экипаж от функций управления и сосредоточить его основное внимание на обеспечении максимальной эффективности боевого применения авиационного комплекса.

Автоматизация управления силовой установкой даёт возможность также улучшить её тяговые характеристики, повысить экономичность, надёжность и газодинамическую устойчивость в широком диапазоне скоростей и высот полёта, что значительно улучшает боевые качества авиационного комплекса.

 

 

Вопрос №1. Назначение, классификация систем управления режимами работы и регулирования параметров силовых установок

 

Системы управления режимами работы силовой установки предназначены для поддержания устойчивой работы авиационного двигателя на заданных режимах, защите АД от нерасчётных режимов работы и улучшения рабочих характеристик АД.

Под режимом работы силовой установки подразумевается определённая совокупность параметров процесса, протекающего в авиадвигателе.

Определяющим параметром (или итогом процесса протекающего в авиационном двигателе), является тяга (мощность) двигателя.

В общем случае в зависимости от уровня тяги различают следующие режимы работы ГТД:

- режим малого газа (МГ);

- номинальный (Н);

- максимальный (М);

- форсажный (Ф).

Таким образом, в процессе эксплуатации ГТД на ВС возникает необходимость в изменении режима их работы (тяги) в широких пределах. При этом для выполнения полета воздушного судна в определенных условиях необходимо изменять тягу (мощность) двигателей (т.е. режим работы) в соответствии с этими условиями так, чтобы расход топлива был минимальным при обеспечении необходимой безопасности полета, устойчивой работы и достаточной прочности узлов ГТД.

Управление авиадвигателем на этих режимах автоматизировано и осуществляется и осуществляется по определённой программе от рычага управления двигателем РУД так, что каждому положению РУД соответствует определённый режим работы силовой установки. Поддержание заданного режима работы осуществляется системами автоматического управления. Тяга (мощность) двигателя, а значит, и режим работы двигателя зависит от количества топлива подаваемого в камеру сгорания.

Управление подачей топлива в основные и форсажные камеры сгорания двигателей является главной задачей систем автоматического управления ГТД, которые кроме этого решают ряд других задач, в частности, обеспечивают работу противопомпажных устройств осевых компрессоров, воздушных винтов изменяемого шага, регулируемых воздухозаборников и реактивных сопел, реверсивных устройств и т. д.

На современных ВС находят применение системы управления:

- подачей топлива в основную камеру сгорания;

- подачей топлива в форсажную камеру сгорания;

- выходным соплом;

- поворотными лопатками статора компрессора;

- сверхзвуковым входным устройством;

- процессом запуска и разгоном двигателя.

Задачей управления авиадвигателем является изменение режима его работы, а задачей регулирования – поддержание заданного режима работы или программное изменение его при изменении внешних возмущающих воздействий.

Под управлением ТРД понимается целенаправленное воздействие на него с помощью РУД с целью установления необходимой тяги.

Однако непосредственно на ВС тяга двигателя не измеряется. Поэтому при управлении ТРД выбирается один из его параметров, который наиболее полно характеризует тягу и достаточно точно и просто может быть измерен. На современных ВС в качестве такого параметра принимается частота вращения п вала турбокомпрессора. В связи с этим программа управления авиадвигателем представляет собой принятую зависимость п от угла поворота РУД (α_руд) при неизменных внешних условиях.

Программы регулирования и ограничения параметров рабочего процесса авиадвигателя строятся с учетом Р^*_в или Т^*_в.

Перечень регулируемых параметров и программ регулирования определяется схемой конкретного ГТД и зависит от располагаемых управляющих воздействий.

Системы управления ГТД в общем случае обеспечивают:

- изменение тяги двигателя при переходе его с одного режима работы на другой в соответствии с перемещением РУД;

- автоматическое поддержание установленного режима работы авиадвигателя при изменении условий полета;

- ограничение предельных значений ряда параметров авиадвигателя с целью исключения недопустимых механических и тепловых перегрузок его элементов;

- устойчивость на установившихся и переходных режимах работы авиадвигателя.

Системы управления режимами работы силовых установок классифицируют по назначению и управляющему воздействию.

Для автоматического управления силовыми установками применяются непрерывные и дискретные системы, как с замкнутой, так и с разомкнутой структурой (построенные по принципу отклонения, по возмущающим воздействиям, комбинированные), с различным характером изменения задающего воздействия (системы стабилизации и программного регулирования, следящие системы).

Различают автономные и комплексные системы управления режимами ГТД. Автономные системы регулирования и ограничения отдельных параметров силовой установки связаны между собой только через двигатель как объект управления. При использовании комплексных систем управления осуществляется оптимальное согласование работы отдельных автономных систем (контуров), коррекция их программ в соответствии с изменением условий работы.

Системы программного управления режимами и системы автоматического регулирования обычно представляют собой сочетание электрических, гидравлических и пневматических устройств. Электрические и пневматические устройства выполняют функции преобразования и усиления сигналов управления, т.е. функции управляющих устройств. Гидравлические устройства выполняют, как правило, функции исполнительных устройств.

В настоящее время на ВС используются следующие четыре типа систем автоматического управления авиадвигателем:

- гидромеханические;

- комбинированные системы управления, состоящие из гидромеханического и электрического аналогового регуляторов;

- комбинированные системы управления, состоящие из гидромеханического и электронного цифрового регуляторов;

- цифровые электронные системы управления.

Первый тип систем автоматического управления используется на самолетах 1-го и 2-го поколения. Системы автоматического управления 2-го и 3-го типа используются на самолетах 3-го и 4-го поколений, а 4-й тип – будет использоваться на самолетах последующих поколений.

Стремление повышения эффективности и экономичности работы силовых установок приводит к дальнейшему их усложнению, увеличению числа регулируемых параметров и приближению их предельных рабочих значений к максимально допустимым значениям. Возникает необходимость комплексного регулирования силовых установок, что и привело к созданию и широкому использованию электрических систем управления силовыми установками.

Электрические системы управления можно квалифицировать:

по типу управляющего параметра – частоте вращения, подаче топлива, температуре газа перед (или за) турбиной и др.,

по типу объекта управления – основным или форсажным контуром, осевым компрессором, реактивными створками и др.,

по виду закона управления – с аналоговым или дискретным управлением.

Кроме того, электрические системы управления делятся на:

- системы автоматического регулирования;

- системы автоматического ограничения определённых параметров авиадвигателя.

На практике очень часто эти системы применяются в комплексе и тесно связаны между собой.

В электрических системах управления используются следующие элементы:

- программные устройства в виде реле или электродвигательных автоматов времени;

- датчики и сигнализаторы давлений и разрежений;

- датчики частоты вращения, помпажа и вибрации;

- электромагнитные краны и клапаны;

- потенциометрические следящие системы;

- датчики, регуляторы и сигнализаторы температуры;

- коммутационная и защитная аппаратура.

Переход на электрические, а затем на электронные цифровые системы управления объясняется тем, что эти системы обеспечивают более высокое качество процесса управления авиадвигателем. Использование электронных систем управления авиадвигателем, особенно с использованием ЦВМ, позволяет:

- значительно повысить точность регулирования основных параметров авиадвигателя (табл. 1);

- осуществить комплексное управление силовой установкой по сложным программам;

- упростить контроль работоспособности и эксплуатационной настройки систем;

- осуществить строгий учет наработки авиадвигателя на различных режимах работы.

Влияние изменения (точности регулирования) п и Т^*_Т на запас прочности лопаток турбиныσ_л при работе авиадвигателя на максимальном режиме характеризуется тем, что увеличение погрешности измерения n и Т^*_Т на 1% приводит к уменьшению σ_л на 5…12% и 3…10% соответственно.

Таким образом, применение электрических и электронных систем управления позволяет повысить эффективность работы, надежность и эксплуатационную технологичность силовой установки.

 

Таблица 1. Точностные характеристики САУ СУ

Параметр регулирования	Статическая ошибка регулирования, %
Гидромеханические системы	Электрические системы	Электронные системы
n	0,5…1	0,1…0,2	0,05…0,1
nПР	1…1,5	0,5	не более 0,5
	1,5…2	0,5…1	не более 0,5
	0,5…1	–	–

 

Во всех комбинированных САУ используются следующие общие принципы построения (рис. 1):

1. Все существующие комбинированные САУ построены по замкнутому принципу с обратной связью.

2. При построении электрических и электронных регуляторов используется поканальный принцип управления параметрами рабочего процесса авиадвигателями.

 

 

Рисунок. 1. Принцип построения комбинированной САУ

 

3. Для исключения взаимного влияния отдельных каналов и повышения качества регулирования используется принцип селектирования сигналов управления с помощью селектора. Этот принцип предусматривает выбор из совокупности сигналов управления γ₁,…,γ_n такого сигнала управления, γ_c который обеспечивает минимальный расход топлива G_ТоМИН.

4. Во всех существующих системах управления применяется импульсное управление авиадвигателем с помощью электромагнитных клапанов (ЭМК) подачи топлива G_Тo. При этом на вход исполнительного механизма (ИМ), в качестве которого используются ЭМК, подается управляющий сигнал в виде электрических импульсов переменной скважности γ_и

,

 

где t_И – длительность импульса; Т_П – период повторения импульсов.

В связи с этим сигнал управления после селектора с помощью усилительно-преобразующего устройства (УПУ) преобразуется в электрические импульсы.

5. Современные комбинированные системы управления авиадвигателем имеют основной электронный (аналоговый или цифровой) регулятор (ЭР) и резервный гидромеханический регулятор (ГМР).

Для обеспечения совместной работы двух регуляторов в комбинированных системах управления авиадвигателем в ГМР устанавливаются специальные электромагнитные клапаны переключения на резервный регулятор.

По функциональным возможностям различают каналы управления и каналы регулирования и ограничения параметров рабочего процесса авиадвигателя.

Возможные способы подключения отдельных каналов системы управления определяются в соответствии с принятыми программами управления.

Для одновального ТРД наиболее часто выбираются в качестве регулируемых параметров частота вращения п и температура газов за турбиной Т^*_Т (рис. 2). При этом п регулируется путем изменения G_Тo,a Т^*_Т – F_С. Таким образом, в САУ имеется два замкнутых контура (канала) по п и . При достижении параметров максимальных значений контур регулирования отключается и вступает в работу контур ограничения. Такой способ построения САУ позволяет повысить безопасность работы авиадвигателя.

В табл. 2 представлены основные технические характеристики электрических и электронных (цифровых) регуляторов, используемых в комбинированных системах управления авиадвигателей отечественных ВС.

 

Рисунок. 2. Структурная схема САУ одновального ТРД

 

Таблица 2. Основные технические характеристики

электрических и электронных (цифровых) регуляторов

Наименование электрического (электронного) регулятора	Основная техническая характеристика регулятора
Электрический регулятор режимов двигателя ЭРРД-15	Электрический аналоговый регулятор. Имеет систему встроенного контроля (СВК)
Блок предельных регуляторов БПР-88	Электрический аналоговый регулятор. Имеет СВК
Комплексный регулятор двигателя КРД-99А	Электрический аналоговый регулятор, включающийся в работу при пВ ≥85%. Имеет СВК
Электрическая система управления двигателем ЭСУД-25	Электрический аналоговый регулятор. Имеет СВК
Регулятор электронный двигателя РЭД	Электронный цифровой регулятор. Имеет СВК. Обеспечивает учет суммарной и эквивалентной наработки, наработки на максимальных режимах
Электронный регулятор двигателя ЭРД-ЗВ	Электронный цифровой регулятор. Имеет СВК
Электронная система управления двигателем ЭСУД-32	Электронный цифровой регулятор двигателя и входного устройства. Имеет СВК

 

Режимы работы двигателей, их реакцию на изменение условий полета и способность выполнять заданные функции при высокой надежности оценивают по совокупности параметров, характеризующих протекание рабочего процесса, основными из которых являются температура газа перед турбиной Т_г, степень повышения давления воздуха в компрессоре Р_к и частота вращения ротора п. На эти параметры осуществляют направленное воздействие с помощью элементов САУ ГТД и называют управляемыми параметрами. Воздействие на них оказывают, изменяя управляющие факторы, такие как расход топлива G_T, aугол остановки лопастей воздушного винта φ_вв или несущеговинта вертолета φ_нв, площадь проходного сечения реактивного сопла F_c и др. Число управляющих факторов должно соответствовать числу управляемых параметров. При выборе этих параметровбольшое внимание обращают на то, чтобы они могли быть измерены с высокой точностью и трансформированы в управляющиесигналы достаточной мощности.

Заданные закономерности изменения управляемых параметровназывают программами управления ГТД, в качествекоторых для равновесных режимов наиболее часто принимаютпрограммы стабилизациипараметров на определенных уровнях, зависящих от режимов работы двигателей. Для ряда неуправляемых параметров предусматривают ограниченияих максимальных значений по условиям прочности и устойчивой работы узлов ГТД. Выбор управляемых параметров и программ управления зависит от типа двигателя, наличия в нем одного или двух узлов подвода энергии (основной и форсажной камер сгорания), устройств отбора мощности (воздушного или несущего винта), изменяемых проходных сечений во входном устройстве, компрессоре и реактивном сопле.

В наиболее простом случае одновального (турбореактивного двигателя)ТРД с неизменяемой геометрией проточной части используют единственныйуправляемый параметр — обычно частоту вращения ротора п, которая достаточно полно характеризует тягу двигателя, напряженность элементов ротора, запасы газодинамической устойчивости компрессора. Частоту вращения можно просто и точно измерить с помощью центробежного датчика и трансформировать в гидравлический управляющий сигнал большоймощности. Для воздействия на величину п (частоту вращения ротора)используют единственный, управляющий фактор — расход топлива G_T, изменение которого осуществляют вручную с помощью РУД и автоматически по командам центробежного регулятора, реализующего программу стабилизации частоты вращения (n=const) на заданном ее уровне, зависящем от положения РУД, т.е. от режима работы ТРД(турбореактивного двигателя).

При изменении условий полета (высоты, скорости, температуры Т_Н и давления р_н атмосферного воздуха) регулятор n=const будет изменять расход топлива, стабилизируя величину п (частоту вращения ротора), что может привести на максимальном режиме работы двигателя к недопустимому по условию прочности турбины увеличению температуры газа перед турбиной Т*_Г (на больших высотах, при очень высоких температурах воздуха Т_Н на земле) или к превышению давления воздуха за компрессором р_к предельного погазовым нагрузкам значения (полет на малых высотах с большойскоростью при низких Т_Н). Поэтому в системе управления расходом топлива ТРД необходимо применять ограничители параметров Т*_Г и р_к, обеспечивающие уменьшение G_T в случаях превышения этими параметрами максимально допустимых значений.

Целесообразно также предусматривать ограничение минимального расхода топлива, чтобы исключить возможные срывыпламени в камере сгорания, например при сбросе газа.

 

Вывод: управление подачей топлива в основные и форсажные камеры сгорания двигателей является главной задачей систем автоматического управления ГТД, которые кроме этого решают ряд других задач, в частности, обеспечивают работу противопомпажных устройств осевых компрессоров, воздушных винтов изменяемого шага, регулируемых воздухозаборников и реактивных сопел, реверсивных устройств и т. д.