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).

На 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.

Собственная устойчивость двигателя - это способность двигателя после случайного отклонения от внешних или внутренних возмущающих воздеиствии самостоятельно возвращаться на исходный режим.

Выясним, устойчив ли ТРД с рассмотренной системой топливопитания. Для этого изобразим кривые потребной и располагаемой подач топлива в координатахG_T, n. Кривая G_т._потр(n) определяет подачутоплива, потребную для обеспечения установившихся режимов с различными η (статическая характеристика). Кривая G_{T РАСП}(n) является Характеристикой плунжерного насоса при заданном φ_ш.

На режиме, соответствующем точке 2:

При ↑n до (n₂+Δn) → G_{T РАСП} < G_т._потр → ↓n до n₂.

При ↓n до (n₂-Δn)→ G_{T РАСП}> G_т._потр → ↑n до n₂.

Таким образом, на этом режиме двигатель самостоятельно возвращается на исходный режим, т.е. устойчив.

На режиме, соответствующем точке 1:

При ↑n до (n₁+Δn) → G_{T РАСП} > G_т._потр ↑n.

При ↓n до (n₁-Δn)→ G_{T РАСП} < G_т._потр → ↓n

Т.е. на этом режиме двигатель неустойчив.

Области устойчивых и неустойчивых режимов разделены точкой касания кривых потребной и располагаемой подач топлива. Этой точке соответствует режим работы с так называемой граничной частотой вращения n_гр.

Итак, при n > n_гр - двигатель устойчив n< n_гр - двигатель неустойчив

Поэтому для обеспечения устойчивой работы двигателя в диапазоне n < n_гр необходима автоматическая система (регулятор), управляющая подачей топлива в двигатель.

К тому же с увеличением высоты полёта n_гр возрастает, т.е. диапазон устойчивых режимов уменьшается, и на больших высотах весь диапазон рабочих режимов может оказаться в неустойчивой области.

Следовательно, необходимо автоматическое управление подачей топлива во всём диапазоне, от n_мг до n_МАХ, что невозможно без автоматических систем.

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 прмемистость - 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).

На основании анализа характеристик двигателя устанавливаются предельные избытки топлива (ΔG^ИЗБ_т.пред=G_т.пред-G_т.потр), подаваемого в процессе приемистости, которые обеспечивают минимальное τ_приём не сказываясь отрицательно на надёжности работы элементов двигателя, ΔG^ИЗБ_т.пред зависит от частоты вращения роторов и условий полёта самолёта (см. рис.).

Изучаемые АС n_НД = const и G_T = const не обеспечивают потребных подач топлива в процессе приемистости - переход насоса на повышенные G_T оказывается слишком быстрым по сравнению со скоростью нарастания G_B, которая определяется моментами инерции роторов двигателя. А управлять вручную темпом нарастания G_T за счёт изменения скорости перемещения РУД практически невозможно.

Следовательно, в системе автоматического управления подачей топлива должны быть специальные автоматические устройства, которые управляли бы подачей топлива в процессе приемистости. Такие устройства называют автоматами приемистости.

При сбросе газа темп ↓G_T также должен быть ограничен из условия недопустимости возникновения:

■ Неустойчивой работы компрессора;

■ Погасания к.с.

Поэтому обеспечение быстрого сброса газа (минимального τ_СБ) при сохранении устойчивой работы двигателя требует введения дополнительной автоматизации управления подачей топлива -установки в систему автоматов сброса газа.

Поиск по сайту: