Автоматика ТРДД ПС-90А

Газотурбинные двигатели (ГТД) за семьдесят лет своего развития стали основным типом двигателей для воздушных судов современной гражданской авиации. Газотурбинные двигатели - классический пример сложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в условиях высоких температур и механических нагрузок.

Кидрасов И. Р.

Введение

Газотурбинные двигатели (ГТД) за семьдесят лет своего развития стали основным типом двигателей для воздушных судов современной гражданской авиации. Газотурбинные двигатели - классический пример сложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в условиях высоких температур и механических нагрузок. Высокоэффективная и надежная эксплуатация авиационных газотурбинных силовых установок современных воздушных судов невозможна без применения специальных систем автоматического управления (САУ). Крайне важно отслеживать рабочие параметры двигателя, управлять ими для обеспечения высокой надежности работы и длительного срока его эксплуатации. Следовательно, огромную роль играет выбор автоматической системы управления двигателем.

В настоящее время в мире широко используются воздушные суда, на которых устанавливаются двигатели V поколения, оборудованные новейшими системами автоматического управления типа FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). На авиационных газотурбинных двигателях первых поколений устанавливались гидромеханические САУ.

Гидромеханические системы прошли долгий путь развития и совершенствования, начиная от простейших, основанных на управлении подачей топлива в камеру сгорания (КС) при помощи открытия/закрытия отсечного клапана (вентиля), до современных гидроэлектронных, в которых все основные функции регулирования производятся с помощью гидромеханических счётно-решающих устройств, и только для выполнения некоторых функций (ограничение температуры газа, частоты вращения ротора турбокомпрессора и др.) используются электронные регуляторы. Однако сейчас этого не достаточно. Для того, чтобы соответствовать высоким требованиям безопасности и экономичности полетов, необходимо создавать полностью электронные системы, в которых все функции регулирования выполняются средствами электронной техники, а исполнительные органы могут быть гидромеханическими или пневматическими. Такие САУ способны не просто контролировать большое число параметров двигателя, но и отслеживать их тенденции, управлять ими, тем самым, согласно установленным программам, задавать двигателю соответствующие режимы работы, взаимодействовать с системами самолета для достижения максимальной эффективности. Именно к таким системам относится САУ FADEC.

Серьезное изучение устройства и работы систем автоматического управления авиационных ГТД является необходимым условием правильности оценки технического состояния (диагностики) АС управления и их отдельных элементов, а также безопасной эксплуатации САУ авиационных газотурбинных силовых установок в целом.

Электронно-цифровая система управления двигателем с полной ответственностью

Электронно-цифровая система управления двигателем (ЭСУД) с полной ответственностью (англ. Full Authority Digital Engine Control system, FADEC) — система автоматизированного управления параметрами впрыска топлива, воздуха и зажигания в работе авиадвигателя для поддержания оптимальных характеристик работы авиадвигателя с минимальным расходом топлива [1]. ЭСУД двигателя ПС-90, устанавливаемого на самолеты Ил-96 и Ту-204 состоит из двухканального электронного управляющего модуля (ECU), гидромеханического модуля (HMU) и выделенных сенсоров. Двухканальный электронный управляющий модуль ECU получает сигналы частоты вращения ротора двигателя, сигналы о давлении и температуре внутри двигателя. Эти сигналы вместе с сигналами от самолётной системы управления двигателем используются для отслеживания и вырабатывания управляющих сигналов для смонтированных на двигателе механизмов, обеспечивая:

работу автомата тяги и управление тягой двигателя;

управление расходом топлива;

автоматический и ручной запуск двигателя;

поддержание малого газа;

управление временем приёмистости и сброса газа;

управление потоком воздуха в компрессоре (за счёт поворотных лопаток статора и клапанов перепуска воздуха);

активное управление зазором между ротором и статором каждой из турбин (высокого давления и низкого давления) двигателя;

управление системой охлаждения масла (топливо-масляным радиатором со сбросом топлива в крыльевой бак) электрического генератора со встроенным приводом (IDG);

управление системой реверса тяги.

Электронный модуль также обеспечивает защиту от превышения наибольших допустимых частот вращения вентилятора, турбокомпрессора и от помпажа двигателя. Сигналы о главных параметрах работы двигателя вырабатываются этим же модулем и пересылаются средствам отображения на дисплеях в кабине пилотов. ЭСУД обеспечивается электропитанием от выделенного генератора переменного тока (с возбуждением от постоянного магнита), расположенного на коробке приводов двигателя. Также возможно питание от самолётной сети постоянного тока напряжением 28 Вольт в случаях, когда питание от выделенного генератора недоступно, для запуска двигателя и как запасное питание для проверок двигателя без запуска.

Преимущества интегрированной системы управления перед гидромеханической системой управления заключаются в следующем:

система FADEC имеет два независимых канала управления, что значительно повышает её надежность и исключает необходимость многократного резервирования, снижает её вес;

система FADEC осуществляет автоматический запуск, работу на установившихся режимах, ограничение температуры газа и скорости вращения, запуск после погасания камеры сгорания, антипомпажную защиту за счёт кратковременного снижения подачи топлива, она функционирует на основе данных разного типа, поступающих от датчиков;

система FADEC обладает большей гибкостью, т.к. количество и сущность выполняемых ею функций можно увеличивать и изменять с помощью введения новых или корректировки существующих программ управления;

система FADEC значительно снижает рабочие нагрузки для экипажа и обеспечивает применение широко распространенной техники электропроводного (fly-by- wire) управления самолетом;

в функции системы FADEC входит мониторинг состояния двигателя, диагностика отказов и информации о техобслуживании всей силовой установки. Вибрация, рабочие характеристики, температура, поведение топливных и масляных систем - одни из многих эксплуатационных аспектов, мониторинг которых обеспечивает безопасность, эффективный контроль ресурса и снижение расходов на обслуживание;

система FADEC обеспечивает регистрацию наработки двигателя и повреждаемости его основных узлов, наземный и походный самоконтроль с сохранением результатов в энергонезависимой памяти;

для системы FADEC отсутствует необходимость регулировок и проверок двигателя после замены какого-либо из его узлов.

Нехватка информации о конструктивных особенностях, принципах функционирования САУ FАDEC, недостаточный опыт разработки и эксплуатации подобных систем, а также отсутствие данных о заложенных программах работы вызывает определенные трудности для понимания процессов взаимодействия элементов системы между собой и с системами самолета, а также влияет на надёжность работы системы, что в свою очередь влияет на безопасность и регулярность полётов.

Преодоление этих сложностей возможно при более тесном сотрудничестве по аспекту информационного обеспечения процессов эксплуатации предприятий- разработчиков и производителей АТ с предприятиями-эксплуатантами.

Для двигателя ПС-90А2 производится электронный регулятор двигателя РЭД- 90А2, представленный на рисунке 1.

Рис. 1. Электронный регулятор двигателя РЭД-90А2

Система топливопитания и автоматического управления

Система топливопитания и автоматического управления двигателя (САУ) обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания и управление работой двигателя на запуске, переходных и установившихся режимах в соответствии с заданными программами управления, а также взаимодействие с другими системами, обеспечивающими работу двигателя во всех условиях эксплуатации [2, 3].

В состав системы топливопитания и автоматического управления двигателя входят следующие системы:

система топливная низкого давления;

система топливная высокого давления;

дренажная система;

трубопроводы и фильтры системы топливопитания и автоматического управления;

система автоматического управления;

электропроводка.

Топливная система низкого давления предназначена для фильтрации и подачи топлива к качающему узлу насоса-регулятора НР-90, для охлаждения масла двигателя и привода-генератора и включает в себя:

подкачивающий двигательный центробежный насос ДЦН-94;

30 Технические науки Молодежный ВестникУТАТУ № 1 (10). Январь, 2014 г.

основной топливный фильтр;

топливо-масляный теплообменник 6531-01 для охлаждения масла двигателя;

топливо-масляный теплообменник 5580Т для охлаждения масла привода- генератора.

Топливная система высокого давления с системой автоматического управления обеспечивает подачу и регулирование количества топлива, подаваемого в камеру сгорания на всех режимах работы двигателя.

Топливная система высокого давления включает в себя качающий узел насоса- регулятора НР-90, датчик расхода топлива ДРТ-5-ЗА, коллекторы, форсунки ФР-94ДС.

Дренажная система предназначена для сбора утечек топлива через уплотнения агрегатов топливопитания и возврата его в систему топливопитания.

Трубопроводы системы топливопитания обеспечивают гидравлические связи между агрегатами, входящими в систему автоматического управления двигателем.

Фильтры предназначены для очистки топлива и воздуха, поступающих в полости агрегатов системы топливопитания двигателя, от механических примесей.

Система автоматического управления двигателя обеспечивает подачу необходимого количества топлива в камеру сгорания на запуске, установившихся и переходных режимах работы двигателя в соответствии с заданными программами управления, а также обеспечивает работу систем двигателя (механизация компрессора, охлаждение турбин, регулирование зазоров и др.).

Кроме того, система автоматического управления обеспечивает сигнализацию о работоспособности основных систем управления, входящих в САУ, а также связь с самолетными системами ВСУТ-85, КИСС, МСРП-А и взаимодействие с бортовой системой контроля (БСКД-90).

Задание режимов работы двигателя осуществляется рычагом РУД в кабине самолета, который через систему управления двигателем соединен с системой управления насосом-регулятором НР-90 и реверсивным устройством.

Система автоматического управления состоит из следующих систем:

системы управления;

электронно-гидромеханической системы управления двигателем (основной и дублирующий каналы);

гидромеханической системы управления двигателем (резервной);

противопомпажной системы;

системы управления механизацией компрессора;

системы управления радиальными зазорами компрессора и турбины;

системы управления охлаждением рабочих лопаток первой и второй ступеней турбины;

системы защиты турбины от раскрутки (СЗТР);

элементов управления охлаждением теплообменников привода-генератора;

элементов переключения отбора воздуха из-за,6-й на 13-ю ступень КВД для обогрева воздухозаборника и сдува вихря.

Система управления обеспечивает установку рычага насоса-регулятора НР-90 в положение, соответствующее положению РУД на режимах прямой и обратной тяги, и управление реверсивным устройством через механизм управления и блокировки.

Электронно-гидромеханическая система управления двигателя состоит из электронной части и взаимодействующих с ней гидромеханических агрегатов и выполняет функции управления двигателем в полном объеме во всех условиях эксплуатации по заданным программам без ограничения эксплуатационных характеристик.

Гидромеханическая система управления является резервной системой автоматического управления двигателем и обеспечивает управление подачей топлива в

камеру сгорания двигателя по упрощенным законам, подачу топлива на управление механизацией компрессора и систем двигателя на всех режимах работы двигателя и проведение запусков при отказе или отключении основной (электронной) системы автоматического управления. Переключение с основной на резервную систему управления осуществляется автоматически электромагнитом перехода МКТ-163В (в составе НР-90) по сигналу от встроенной системы контроля (СВК) за работой РЭД-90 или по команде из кабины экипажа самолета.

Система диагностики

Система диагностики технического состояния двигателя ПС-90А [1] включает в себя наземные средства контроля и бортовые средства контроля (рис. 2).

К наземным средствам относятся: внешний осмотр двигателя;

визуально-оптический осмотр РЛ, СЛ вентилятора и ПС; визуально-оптический осмотр РЛ КВД и НА 1 и 2 ст. КВД; визуально-оптический осмотр ЖТ КС; визуально-оптический осмотр РЛ и СА турбины;

осмотр контрольных элементов маслосистемы (фильтров, магнитных пробок, сигнализаторов;

осмотр топливного фильтра; анализ топлива;

осмотр фильтров гидросистемы; ультразвуковой контроль лопаток, дисков; вихретоковый контроль лопаток, дефлекторов;

контроль зазоров по торцам и натягов по бандажным полкам рабочих лопаок; внешний осмотр двигателя.

Рис. 2. Блок - схема комплексной системы диагностирования технического состояния двигателя ПС-90А

Гидравлическая система

На многих ГТД кроме прочих систем, обеспечивающих работу двигателя, имеется гидравлическая система (ГС). ГС выполняет функции управления реверсивными устройствами (РУ) и другими механизмами двигателя [1]. Кроме этого, ГС может подавать жидкость высокого давления для обеспечения некоторых нужд самолета, например:

подъема и выпуска шасси;

управления закрылками;

открытия и закрытия различных люков и створок;

управления поперечным, продольным и путевым курсом самолета;

управления воздухозаборником и для других целей.

Единая для самолета и двигателя ГС называется централизованной, не имеющие связей с системами самолета и обслуживающие только узлы и механизмы двигателя, называются автономными.

Централизованная гидросистема управления реверсивным устройством

Система управления РУ (Рис.3) предназначена для перекладки створок реверсивного устройства в положения «Прямой тяги» и «Обратной тяги» и включает в себя гидравлическую и газовую части. Основным режимом работы ГТД является режим, при котором РУ выключено и находится в положении «Прямая тяга». Переключается РУ из кабины пилота.

Рабочая жидкость из гидравлического бака (далее-гидробак) 1 самолета поступает в плунжерный насос 2, приводимый от коробки приводов агрегатов ГТД. Заправка рабочей жидкости в гидробак и ее слив производится через самолетную часть ГС.

Насос 2 по магистрали нагнетания через фильтр 3 подает рабочую жидкость под высоким давлением к механизмам управления самолетом (не показаны) и через обратный клапан 4 подводится к гидроаккумулятору 5, заполняет его гидравлическую камеру и сжимает азот. За счет сжатия азота происходит аккумулирование энергии, что позволяет компенсировать расход жидкости при перекладке РУ (обеспечить требуемое время его перекладки), а также способствует снижению пульсаций давления в системе. Кроме гидроаккумулятора жидкость по трубопроводам подводится к перепускному крану 6, термическому клапану 7 и гидравлическому распределителю 8.

Электромагнит гидравлического распределителя выключен и при этом перекрыт доступ жидкости высокого давления к крану 9 управления РУ

Вследствие теплового расширения давление рабочей жидкости в магистрали нагнетания ГС может возрасти до недопустимых величин. В этом случае открывается термический клапан и перепускает часть рабочей жидкости в магистраль слива, за счет чего в магистрали нагнетания поддерживается требуемое давление.

При переводе РУ в положение «Обратная тяга» подается напряжение на электромагнит гидравлического распределителя 8. Золотник распределителя перемещается и открывает доступ жидкости высокого давления к крану 9 управления реверсом. Одновременно через механизм управления и блокировки рычаг крана управления реверсом устанавливается в положение «Обратная тяга». Золотник крана управления реверсом запишет положение, при котором жидкость под высоким давлением подводится к штуцерам «О» и «Л» гидроцилиндра 10 замка, штуцер «Н» гидроцилиндра замка через кран управления реверсом соединяется со сливом. Под действием высокого давления в полости штуцера «О» шток гидроцилиндра 10 перемещается и открывает механический замок, удерживающий реверсивное устройство в положении «Прямая тяга». В конце своего хода шток гидроцилиндра замка занимает положение, при котором полость штуцера «Л» соединяется с полостью штуцера «М», и жидкость под высоким давлением подводится в поршневые полости трех силовых гидроцилиндров 11 и к челночному клапану 12. Под действием высокого давления челнок клапана челночного,

перемещается и занимает положение, при котором обе полости силовых гидроцилиндров (штоковая и поршневая) соединяются с магистралью высокого давления. Штоки поршней силовых гидроцилиндров выдвигаются, переводя реверсивное устройство в положение «Обратной тяги», при этом жидкость из штоковых полостей силовых гидроцилиндров за счет разности площадей через челночный клапан перетекает в поршневые полости. Слив из челночного клапана через кран управления реверсом соединяется со сливными магистралями распределителя гидравлического и через обратный клапан ГС самолета.

РУ из положения «Обратная тяга» в положение «Прямая тяга» перекладывается рычагом крана управления реверсом. Золотник крана 9 управления реверсом перемещается в положение, при котором жидкость под высоким давлением подводится из крана управления реверсом к штуцеру «Н» гидроцилиндра замка, который в это время находится на механической защелке, поэтому шток гидроцилиндра замка остается в положении «Обратная тяга» (втянутым). Одновременно жидкость под высоким давлением поступает к челночному клапану. Под действием рабочего давления «челнок», перемещаясь, занимает положение, при котором жидкость под высоким давлением поступает в штоковые полости силовых гидроцилиндров, соединяя их поршневые полости через внутренние полости гидроцилиндра замка, крана управления реверсом и гидравлического распределителя со сливной магистралью ГС самолета. Под действием высокого давления поршни силовых гидроцилиндров втягиваются, переводя реверсивное устройство в положение «Прямая тяга». В конце хода поршней механическая защелка гидроцилиндра замка убирается и поршень гидроцилиндра замка под действием давления в полости штуцера «Н» выдвигается, закрывая механизм замка. После закрытия механизма замка его концевой выключатель прерывает электрическую цепь подачи напряжения к электромагниту распределителя гидравлического. Его золотник перемещается и перекрывает доступ жидкости высокого давления к крану управления реверсом. Система приходит в исходное положение «Прямая тяга».

Рис. 9. Централизованная ГС двигателя ПС-90А 1 - бак гидравлический самолета; 2 - насос плунжерный; 3 - фильтр; 4 - клапан обратный магистрали нагнетателя; 5 - гидроаккумулятор; 6 - кран перепускной; 7 - клапан термический; 8 - распределитель гидравлический с электромагнитным управлением; 9 - кран управления реверсом; 10 - гидроцилиндр замка; 11 - гидроцилиндры силовые; 12 - клапан челночный; 13 - клапан обратный магистрали слива; 14 - датчик давления; 15 - сигнализатор давления; 16 - клапан зарядный; 17 - гидроразъемы.

Работа ГС управления РУ контролируется датчиком 14 давления азота в гидроаккумуляторе и сигнализатором 15 давления. При повышении давления жидкости за краном управления реверсом более 100 кгс/см2 (при переводе рычага крана в положение «Обратной тяги») выдается сигнал.

При наземном обслуживании ГС управления РУ необходимо обеспечить безопасности выполнения работ - исключить возможности включения РУ при работах на двигателе и при зарядке гидроаккумулятора азотом. Для этого давление жидкости при помощи перепускного крана стравливают из магистрали нагнетания в магистраль слива. В остальное время кран находится в положении «Кран закрыт».

Гидроаккумулятор заправляется азотом через зарядный клапан 16.

Часть агрегатов ГС самолета, таких как гидронасосы, фильтр размешаются на двигателе. Трубопроводы гидравлической системы модуля РУ подсоединяются к самолетной части системы гидроразъемами 17.

Вывод

Высокоэффективная и надежная эксплуатация авиационных газотурбинных силовых установок современных воздушных судов невозможна без применения специальных систем автоматического управления (САУ). Крайне важно отслеживать рабочие параметры двигателя, управлять ими для обеспечения высокой надежности работы и длительного срока его эксплуатации. Следовательно, огромную роль играет выбор автоматической системы управления двигателем.

Список литературы

Иноземцев А.А., Нихамкин М.А. и др. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Том V «Автоматика и регулирование авиационных двигателей и энергетических установок».М.: Машиностроение, 2008. - 190 с.

Двигатель ПС-90А. Руководство по технической эксплуатации 94-00-807 РЭ. Книга 2, часть 1. 1990.

Двигатель ПС-90А. Руководство по технической эксплуатации 073.21.00073.28.00. Книга 2, часть 2. 1990.

http://www.avia.ru

http://www. airwar. ru

Кидрасов Ильнур Раилович, магистрант каф. авиац. двигателей УГАТУ, дипл. бак. техники и технологии по направлению авиа- и ракетостроение (УГАТУ, 2012). Иссл. в обл. рабочих процессов в авиац. ГТД.

Похожие материалы

Автоматика
Релейная защита и автоматика трансформаторов
Автоматика и автоматизация производственных процессов
Методические указания и контрольные задания для студентов специальностей 140601 «Электромеханика» и140604 «Электропривод и автоматика промышленных установок и технологических комплексов»
Методические указания к курсовой работе для специальности 1004 «Релейная защита и автоматика систем электроснабжения промышленных предприятий»
Релейная защита и автоматика методические указания к выполнению лабораторных работ для студентов специальности 140211 «Электроснабжение» всех форм обучения Часть 2 Курск 2007
Оборудование станции устройствами БМРЦ
Железнодорожная автоматика и телемеханика 2
Микроконтроллерный регулятор температуры
Регулируемый полосовой фильтр