ТЕМА № 12. «СИСТЕМЫ ТОПЛИВОПИТАНИЯ И АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОДАЧЕЙ ТОПЛИВА В ГТД»

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.

ТЕМА № 12. «СИСТЕМЫ ТОПЛИВОПИТАНИЯ И АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОДАЧЕЙ ТОПЛИВА В ГТД».

ЗАНЯТИЕ №2. «Двигатель РД-33-2С, как объект автоматического управления. Программа управления двигателем".

Время: 2 часа (групповое занятие)

Цель занятия: Изучить программу управления двигателя РД-33-2С на режимах «М», «ПФ», «МФ», «РПТ», «МГ» и «Крейсерских режимах».

Изучаемые вопросы:

1.Общая характеристика двигателя, как объекта автоматического управления.

2.Программа управления двигателем на режиме «М».

3.Программа управления двигателем на режимах «ПФ», «МФ» и «РПТ».

4.Программа управления двигателем на режимах «МГ» и «Крейсерских режимах».

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 в ОКС G_T - используется для регулирования частоты вращения n_ВД.

– Изменением площади критического сечения сопла F_KР - используется для регулирования частоты вращения n_нд (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 Н.А. 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 управляющимифакторами двигателя.

Параметры n_ВД, n_НД, Р_С, Т^*_ф и комплекс параметров компрессора (ΔК_У, η^*_К и т.д.) являются управляемымипараметрами 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}=3,84МПа=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_Tмин в зависимости от давления воздуха Р^*_в по условиям устойчивости процесса сгорания. В наземных 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}, Т^*_{т пред}, n_{НД пред} ← G_T-

2.Программа управления двигателем на режиме «М».

На «М» режиме в качестве основной осуществляется программа n_BД=f₁(T^*_B), n_НД=f₂(T^*_B) с коррекцией по Р_в.

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

2.1 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^*_Гпр=Т^*_Г(288/Т^*_в), тяга Р_пр=Р(1,013х10⁵/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.

2.2 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 (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.

2.3 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 G_T 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 Ill-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^*_Tnpед=соnst.

Поиск по сайту: