Эксплуатация автоматических систем управления современных авиационных газотурбинных двигателей

- Статическое давление, как входной сигнал Р₀ от двигателя или входной сигнал P_S из системы выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета;

Рис. 20. Управление мощностью G.E./Snecma CFM56-7B [4]

- Полное давление, как входной сигнал из системы выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета;

- Полная температура, как входной сигнал Т₁₂ от двигателя или входной сигнал из системы выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета.

3.6.3 Система отбор воздуха из компрессора

Отбор воздуха из компрессора используется для снабжения горячим воздухом противообледенительной системы гондол двигателей и крыла, а также для снабжения воздухом под высоким давлением системы жизнеобеспечения самолета. Каждый двигатель обеспечивает воздухом собственную противообледенительную систему входного обтекателя. Электронный регулятор управляет отбором воздуха из компрессора, объединяя нужды двигателя и самолета с требованиями к величине тяги и соответствующими ограничениями двигателя.

3.6.4 Рабочие режимы управления тягой

Двигатель CFM56-7B имеет 3 рабочих режима управления тягой: один нормальный режим управления и два чередующихся, которые обеспечивают устранение отказа при потере данных о полном давлении из системы выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета.

При потере связи электронного регулятора с системой выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета, данных о полном давлении, нагреве приемника полного давления или рассогласовании между данными, приходящими от 1 и 2 систем выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета, электронный регулятор включается во временный гибкий режим. В данном режиме регулятор более не рассчитывает число М по данным о полном давлении, приходящим от одностороннего действующего источника. Число М рассчитывается из последнего действительного приращения температуры МСА и внешнего статического давления набегающего потока. Т.к. оба двигателя получают одни и те же данные, они одновременно включаются во временный гибкий режим. Только в случае отказа шины данных одного из двигателей возможен односторонний переход другого во временный гибкий режим.

Электронный регулятор автоматически переходит из временного гибкого во временный устойчивый режим, если РУД позиционирован ниже максимального взлетного режима. Временный устойчивый режим может быть выбран вручную при помощи переключателя электронного регулятора на верхней приборной панели. В данном режиме регулятор рассчитывает число М из фиксированной полной температуры воздуха (30°С) и статического наружного давления.

Во временном устойчивом режиме данные о максимальной частоте вращения ротора вентилятора, обеспечиваемые регулятором, больше по значению либо равны частоте вращения ротора вентилятора на максимальном режиме работы двигателя в нормальных условиях. В условиях повышенной температуры наружного воздуха является возможным существенное превышение ограничений двигателя.

3.6.5 Автопилот

Комплексная система автопилотирования (рис. 21) обеспечивает автоматическое позиционирование РУДа во время всех фаз полета. Система состоит из следующих компонентов:

- компьютера управления полетом со вторым компьютером управления в качестве дополнительной опции;

- цифровой системы управления полетом;

- компьютера автопилотирования;

- двух сервосистем автопилотирования.

Компьютер управления полетом задает компьютеру автопилотирования режимы работы двигателя с установленной частотой вращения ротора вентилятора или установленную воздушную скорость. В качестве альтернативы цифровая система управления полетом может устанавливать воздушную скорость компьютеру автопилотирования. Когда задействован автопилот, компьютер автопилотирования позиционирует РУДы обоих двигателей при помощи двух сервосистем для достижения определенного режима работы двигателя с установленной частотой вращения ротора вентилятора или установленной воздушной скорости.

И компьютер управления полетом, и электронный регулятор рассчитывают тягу, используя данные системы выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета. Но, в отличие от электронного регулятора, компьютер управления полетом может использовать параметры только от одной системы выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета. Это означает, если регулятор теряет параметр системы выработки сигналов о полном и статическом давлениях полета, он переходит во временный режим, но компьютер управления полетом все еще способен рассчитывать правильную тягу.

3.7 Система управления топливом ВСУ

Вспомогательные ГТД широко используются для обеспечения систем самолета электроэнергией и сжатым воздухом, когда основные двигатели не работают. Такие же типы ГТД используются в качестве наземных силовых установок.

3.7.1 Пример системы Garret Company (GTR-30)

Топливные системы ВСУ полностью автоматические и не требуют применения рычага управления двигателем. После нажатия пускового переключателя топливная система обеспечивает подачу необходимого количества топлива для плавного разгона ВСУ до расчетной частоты вращения. Далее топливная система программирует подачу топлива для поддержания постоянной частоты вращения двигателя при изменяющихся отборе воздуха и электрической нагрузке (рис. 21).

Обратим внимание на термостат ускорения и перегрузки, управляющий утечкой, расположенный в выхлопном потоке. Обычно агрегат находится в закрытом положении и открывается в определенное время, чтобы сбросить часть сигнального давления диффузора, которое поступает на верхнюю часть сильфона ограничителя ускорения. Термостат расширяется, работая как защитное устройство, при наличии превышения температуры выхлопных газов и сбрасывает некоторое количество сигнального давления диффузора в выхлопной поток.

Рис. 21. Система автопилотирования G.E./Snecma CFM56-7B [4]

Это действие вызывает функционирование ограничителя ускорения. Диафрагма ограничителя ускорения управляет перепускным клапаном, который возвращает лишнее топливо на вход насоса и т.о. предотвращает перегрев двигателя во время разгона от 0 до 95 % оборотов двигателя.

Регулятор с центробежными грузами также управляет перепуском топлива для сохранения скорости в установившемся режиме, возвращая лишнее топливо на вход насоса. Этот регулятор предохраняет от заброса оборотов, преодолевая затяжку пружины ограничителя ускорения в диапазоне от 95 до 100% оборотов двигателя. Все время, пока грузики будут нагружены или вращаться под действием вращения ротора двигателя, скорость двигателя будет равна расчетной.

Последовательность подачи топлива:

- топливо течет из подкачивающего насоса самолета через фильтр низкого давления к главному топливному насосу, имея низкое давление;

- топливо под высоким давлением подается на регулятор и затем на топливные форсунки;

- топливо перепускается назад на вход главного насоса через ограничитель ускорения, если происходит заброс температуры, когда термостат ускорения и перегрузки расширяется чтобы сбросить управляющий поток воздуха наружу в выхлопной поток двигателя;

- топливо перепускается при оборотах ротора двигателя свыше 95% для управления скоростью двигателя в соответствии с заданным значением усилия пружины регулятора с центробежными грузиками;

- предохранительный клапан ограничивает давление топлива, подаваемого в камеру сгорания в случае отказа элементов перепуска системы;

- топливный соленоид открывается и закрывается при запуске и останове двигателя.

3.7.2 Запуск и работа

Принцип работы (рис. 22, 23) заключается в следующих этапах:

1. Оператор ставит выключатель створки ВСУ, в положение «авто» чтобы открыть створку сбоку, расположенную фюзеляжа;

2. Оператор перемещает ручку главного выключателя ВСУ на старт, цепи стартера и зажигания записываются;

3. Оператор выставляет переключатель запуска на «старт» при достижении определенных оборотов и начинают считываться данные о температуре выхлопных газов. Окончание процесса запуска и зажигания происходит автоматически примерно на 30% скорости двигателя;

Рис. 22. Система управления вспомогательной силовой установкой небольшого самолета (гидромеханический регулятор с пневматическим ограничением температуры) [4]

4. Примерно на 10% скорости двигателя автоматически открывается топливный соленоид, топливо начинает поступать в камеру сгорания и начинается процесс сгорания;

5. Ограничитель ускорения начинает получать перепускной воздух из компрессора, и перепуск топлива уменьшается, ускоряя разгон;

6. Термостат ускорения защищает от заброса температуры с помощью перепуска воздуха из компрессора на выхлоп, если температура выхлопных газов становится чрезмерно высокой во время процесса разгона от 0 до 95% оборотов двигателя;

7. На 95% оборотов двигателя, регулятор преодолевает усилие ограничителя ускорения и перепускает топливо, тем самым удерживает установившийся режим на 100% оборотов двигателя;

8. После включения генератора или если производится отбор воздуха, центробежные грузики регулятора сходятся к вершине тем самым, поставляя больше топлива для сохранения скорости двигателя;

9. После взлета, во время набора высоты ВСУ обычно выключается.

3.8 Настройка системы управления топливом

Техническое обслуживание системы управления топливом на стоянке обычно ограничивается снятием и заменой агрегата системы управления топливом и подрегулировкой управляющих настроек. Настройки включают в себя удельный вес, обороты малого газа и максимальную мощность в гидромеханической и гидропневматической системах управления. На двигателях с полностью электронной системой управления и программирования или системой FADEC не требуется дополнительных регулировок т.к. система способна к саморегулированию и самокоррекции.

3.8.1 Настройка удельного веса

Когда производится опробование при проверке рабочих характеристик двигателя должно использоваться топливо, рекомендованное разработчиком, потому что величина Британской тепловой единицы, как и удельного веса, могут отличаться при использовании других видов топлива. В этом случае точность выполнения проверки может быть оспорена.

В другом случае настройка удельного веса может быть выполнена (рис. 24). Это производится с помощью регулировки натяжения пружины клапана регулятора перепада давлений внутри топливного регулятора с использованием альтернативного топлива при проведении эксплуатационных испытаний двигателя (рис. 24).

Рис. 23. ВСУ самолета больших размеров [4]

3.8.2 Проверка эксплуатационных характеристик (ТРД и ТРДД)

Регулировка (рис. 25). Регулировка применяется при корректировке скорости малого газа и максимальной тяги во время проверки эксплуатационных характеристик. Она осуществляется на двигателе, установленном на самолете либо на тестовом стенде. Регулировка скорости малого газа аналогична от одного двигателя к следующему и заключается в установке скорости малого газа соответствующей максимально экономичному диапазону, установленному производителем. Скорость малого газа используется в такие периоды работы, когда тяга не требуется. В зависимости от конкретного двигателя выполнение максимальной процентной регулировки по частоте вращения или по отношению давления за турбиной к давлению на входе двигателя гарантирует, что двигатель вырабатывает нужную тягу. Эта величина тяги относится к гарантируемой производителем расчетной тяге, но иногда сокращенно называется расчетная тяга.

Рис. 24. Регулировка удельного расхода топлива [4]

Большинство производителей рекомендуют все заключительные регулировки производить в направлении повышения, с целью стабилизировать все кулачки, пружины и звенья внутри топливного регулятора. Если произошло чрезмерное натяжение, процедура должна быть выполнена повторно. Необходимо сначала уменьшить натяжение ниже нужного значения, а затем снова увеличить до необходимой величины.

Регулировка должна производиться после определенных регламентных работ, установленных производителем, и когда есть подозрение на разрегулировку. Работами, требующими выполнения регулировки, могут являться, например: замена двигателя, замена агрегата, замена топливного регулятора. Также время от времени регулировку требуется производить из-за ухудшения характеристик двигателя с течением времени. Проводка самолета со временем растягивается, вызывая разрегулировку системы управления двигателем из кабины и потери амортизации РУД. В этом случае требуется регулировка натяжения.

Проверка приемистости. Вместе с проверкой натяжения выполняется проверка времени приемистости, как дополнительный тест характеристик двигателя. После проверки натяжения на квадрант РУД ставится метка о взлетном положении. Затем РУД перемещается из положения МГ во взлетное и замеряется время приемистости по отношению к опубликованным допускам. Время для большого газотурбинного двигателя довольно мало и лежит в диапазоне 5…10 секунд (рис. 26).

Рис. 25. Регулировка натяжения [4]

Проверка амортизации и отдачи РУД. Другой важной частью проверки натяжения является проверка амортизации и отдачи РУД (рис. 27). Оператор перед и после проверки натяжения перемещает РУД до упора вперед и отпускает его. Расстояние возвращения рычага под действием пружины замеряется и сверяется с допусками. Например, на пассажирском самолете это расстояние равно четверти дюйма или более. Когда натяжение возвратной пружины корректно, топливный регулятор достигнет внутреннего ограничителя раньше, чем квадрант достигнет своего переднего ограничителя. Если значение вне допуска, требуется проведение техническим персоналом регулировки системы управления самолетом, связанной с топливным регулятором.

Амортизация - это расстояние в дюймах между взлетным положением и крайним верхним положением РУД.

Амортизация дет возможность пилотам использовать не только взлетный режим, но и более высокий режим работы двигателей в чрезвычайной ситуации.

Рис. 26. Зависимость тяги от времени разгона [4]

Рис. 27. Проверка амортизации и отдачи [4]

3.8.3 Регулировка дроссельного режима

С целью уменьшить износ двигателя, а также для сохранения топлива, на двигателях, в которых параметром тяги является отношение давления на входе к давлению за турбиной и на двигателях, в которых параметром тяги является частота вращения ротора, обычно выполняется регулировка натяжения на режиме меньше взлетного. Эта процедура включает в себя закрытие всех клапанов отбора воздуха для потребителей на самолете, чтобы предупредить потери компрессора и установки механического заграждения на траектории звена рычага управления топливом, называемого регулировочный упор для работы на дроссельном режиме. РУД перемещается до ограничителя во время натяжения и регулировки натяжения в положение, примерно равное режиму максимальной продолжительной тяги. Для стабилизации внутренних звеньев топливного регулятора регулировка натяжения производится в направлении повышения мощности. После регулировки ограничитель убирается для проведения проверки тяги на взлетном режиме.

3.8.4 Два вида процесса регулировки натяжения - на двигателях в которых параметром тяги является степень повышения давления и на двигателях в которых параметром тяги является частота вращения ротора

В ГТД используют как регулировку по уровню коэффициента отношения давлений, так и по скорости ротора. Если двигатель сконфигурирован по уровню степени повышения давления, пилот использует приборы, замеряющие эту величину для установки необходимого ему режима. В соответствии с выполненной регулировкой натяжения, двигатель относится к двигателям, в которых параметром тяги является степень повышения давления. Если двигатель не оборудован системой расчета отношения давлений, его регулировка натяжения производится по отношению к частоте вращения ротора, и пилот выставляет требуемый режим, пользуясь тахометром. В соответствии с выполненным натяжением двигатель относится к двигателям, в которых параметром тяги является частота вращения ротора.

Замечание: Проверки мощности для турбовинтовых и турбовальных двигателей будут рассмотрены в этой главе.

Степень повышения давления в двигателе. Самолет использует для определения тяги индикатор степени повышения давления. Этот индикатор считывает величину степени повышения давления, поделив величину давления за турбиной на давление на входе в компрессор и скорректировав результат относительно изменений условий окружающей среды. Система расчета степени повышения давления будет полнее рассмотрена в этой главе и в главе 11.

Пример: Если давление на выходе турбины равно 58,2 дюймов ртутного столба при правильной регулировке двигателя и давление на входе равно 30,0 дюймов ртутного столба, степень повышения давления рассчитывается следующим образом:

Степень повышения давление, на выходе турбины/ давл. на входе компрессора = 58,2/30,0=1,94

Если индикатор в кабине показывает значение не выше приемлемого 1.94, значит оба двигателя и их системы индикации степени повышения давления работают удовлетворительно.

Процедура регулировки для двигателей, в которых параметром тяги является степень повышения давления. Во многих двигателях с осевым распределением потока существует более точная зависимость между внутренними давлениями и тягой, чем между частотой вращения и тягой. Фактически, в некоторых двухкаскадных двигателях последние 10% диапазона частоты вращения могут увеличить тягу так же как и 30%. Для таких двигателей степень повышения давления является боле быстрой мерой тяги, чем графики частоты вращения.

Поворачивая регулятор максимального натяжения, расход топлива и величина тяги будет уменьшаться или увеличиваться (рис. 25). Это в свою очередь будет влиять на отношение между давлением на входе в компрессор и на выходе из турбины. Т.о. если последнее будет увеличиваться с увеличением расхода топлива, то степень повышения давления также будет расти при постоянном давлении на входе в компрессор.

4. СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ CFM56-3

4.1 Основная часть

Система автоматического управления двигателем включает в себя следующие подсистемы (рис. 28):

- подсистему распределения топлива;

- подсистему управления подачей, индикации расхода и системы оповещения о перепуске топливного фильтра.

Гидромеханическая система распределения топлива обеспечивает и управляет подачей топлива в камеру сгорания.

Система также подает питание и управляет программой работы поворотного НА и клапана перепуска с управляемым положением для достижение максимальной эффективности двигателя в рамках границ помпажа, частоты вращения ротора, давления на выходе КВД и температурных ограничений турбины. Основной регулятор двигателя управляет частотой вращения ротора ВД и ограничивает её при помощи подачи дозированного топлива в форсунки.

Частота вращения ротора НД и вентилятора задается при помощи отбора энергии от ТНД и является механически независимой от частоты вращения ротора ВД.

Основной регулятор двигателя управляет частотой вращения ротора НД косвенно при помощи управления ротором ВД. Это происходит на основании интегрированных входных сигналов углового положения РУД, температуры на входе КВД (Т₂₅), температуры на входе вентилятора (Т_Т2), давление на входе вентилятора (P_S12) и скорости вращения ротора ВД.

Система управления топливом состоит из основного регулятора и датчиков, упомянутых выше, а также следующих компонентов:

- топливного насоса с приводом от двигателя, который получает топливо из топливной системы воздушного судна и подает его с повышенным давлением в топливную систему двигателя и элементы системы управления;

- топливно-масляного радиатора, который охлаждает масло, используемое для смазки двигателя;

- электронного регулятора, который осуществляет электронную регулировку работы основного регулятора для достижения оптимальных режимов работы двигателя на взлете, наборе высоты, крейсерском полете без постоянной регулировки РУД экипажем. Электронный регулятор оборудован автоматической и ручной системами блокировки;

- топливного фильтра для очистки топлива, поступающего в основной регулятор;

- подогревателя серво топлива, который поддерживает температуру топлива, достаточную для предотвращения попадания льда в элементы серво управления основного регулятора и их повреждения;

- топливных магистралей, обеспечивающих прохождение топлива между основным регулятором и топливным коллекторами;

- топливного коллектора, обеспечивающего распределение топлива между 20-ю топливными форсунками;

- топливных форсунок, распыляющих топливо в камере сгорания газогенератора двигателя.

Система индикации расхода топлива отслеживает величину расхода и общее количество использованного топлива.

Эта информация поступает от датчика расхода топлива, который находится в топливной магистрали между основным регулятором и коллектором.

Система оповещения о перепуске топливного фильтра предназначена для предупреждения экипажа о приближающемся начале перепуска топлива в обходе топливного фильтра из-за его засорения.



Рис. 28. Расположение элементов топливной системы двигателя[5]

4.2 Описание и работа

4.2.1 Топливный насос

Топливный насос (рис. 29, 30) находится на задней поверхности коробки приводов между корпусом горизонтального ведущего вала и маслоагрегатом в позиции «на 8 часов». Топливный насос включает ступень ВД (центробежная подкачивающая ступень), топливный фильтр, ступень НД (зубчатая ступень) и редукционный клапан. Корпус насоса имеет монтажные поверхности для крепления основного регулятора двигателя и топливно-масляного радиатора. Топливный насос приводится во вращение от коробки приводов через ведущий вал, который вращает ступени ВД и НД, а так же приводной вал основного регулятора.

Подкачивающая ступень. Ступень НД представляет собой центробежный насос, который создает давление на входе ступени ВД для предотвращения кавитации. Топливо поступает на вход насоса с давлением около 21 кг/см², создаваемого подкачивающими насосами топливного бака. Ступень НД повышает давление до 108 кг/см² (на взлете). Выходя из ступени НД, топливо направляется через внешний топливно-масляный радиатор и топливный фильтр.

Рис. 29. Топливный носос[5]

Главная ступень. Ступень ВД представляет собой насос объемной подачи (шестеренный насос). Для него характерна постоянная величина расхода топлива на данных оборотах, не смотря на давление на выходе. Ступень ВД повышает давление максимально до 703 кг/см² (на взлете). На режиме малого газа давление повышается приблизительно до 140 кг/см². Максимальное давление на выходе топливного насоса, на которое рассчитан редукционный клапан составляет 770 кг/см².

Топливный насос имеет большую пропускную способность, чем требует система управления топливом, т.о. поток топлива разделяется в основном регуляторе на дозированное и на перепускное.

Перепускной поток направляется назад на вход топливо - масляного теплообменника, а дозированное топливо из основного регулятора подается на нагнетающий клапан, датчик расхода топлива, топливный коллектор и через топливные форсунки - в камеру сгорания.

4.2.2 Работа топливного насоса

Топливо из самолетной топливной системы поступает в двигатель на вход топливного насоса, наддуваясь в ступени низкого давления, поступает в топливно - масляный радиатор и топливный фильтр.

Затем топливо поступает в ступень высокого давления топливного насоса, промывной фильтр и в основной регулятор.

Некоторое количество топлива отбирается из промывного фильтра, подогревается в подогревателе серво топлива и подается в основной регулятор для обеспечения очищенного от примесей и льда топлива для серво операций.

Топливный насос имеет большую пропускную способность чем требует система управления топливом, т.о. поток топлива разделяется в основном регуляторе на дозированное и перепускное.

Перепускной поток направляется назад на вход топливо - масляного теплообменника, а дозированное топливо из основного регулятора подается на нагнетающий клапан, датчик расхода топлива, топливный коллектор и через топливные форсунки в камеру сгорания.

Топливный насос имеет 3 приводных вала:

- главный приводной вал, приводимый угловым редуктором и передающий усилие на ступень высокого давления двигателя;

- вал оборудован срезной секцией, которая отделяется от редуктора, когда насос блокируется. В этом случае подача топлива в двигатель прекращается;

- приводной вал нагнетающей ступени, приводимый с помощью прямозубой шестерни насоса, также оборудован срезной секцией, срабатывающей при блокировке нагнетающей ступени;

- в этом случае, двигатель продолжит работать с увеличенной по времени приемистостью (медленное ускорение, медленный старт);

- приводной вал основного регулятора проходит внутри приводного вала нагнетающей ступени и посылает механический сигнал о частоте вращения вала ротора ВД на основной регулятор.

Рис. 30. Топливный насос двигателя CFM56-3[5

4.2.3 Топливный фильтр

Заменяемый фильтрующий элемент (картридж) фильтра находится во внутреннем корпусе топливного фильтра. Этот корпус имеет съемную крышку с вмонтированной в неё сливной пробкой. Фильтр, расположенный между топливо - масляным теплообменником и ступенью высокого давления топливного насоса, защищает ступень ВД топливного насоса и основной регулятор от попадания в них частиц, содержащихся в топливе.

Топливо циркулирует снаружи внутрь одноразового фильтрующего элемента (картриджа) фильтра с фильтрующей способностью 20 микрон номинально (62 микрона абсолютных).

В случае засорения фильтра, по достижении давления в 10.5±1 кГ/см², топливо через перепускной клапан попадает на вход ступени высокого давления.

Система аварийного оповещения о загрязнении топливного фильтра. Система аварийного оповещения о загрязнении топливного фильтра обеспечивает индикацию о повышенном перепаде давления на топливном фильтре.

Датчик перепада давления топливного фильтра. Датчик перепада давления топливного фильтра вмонтирован в корпус вентилятора чуть выше верхней опоры линии дренажа в положении «на 7 часов».

Два гибких шланга соединяются между датчиком и отверстием для отбора давления на входе и на выходе топливного фильтра, на его корпусе.

Световая сигнализация перепуска фильтра. Две световые сигнализации перепуска фильтра, по одному на каждый двигатель, расположены на топливной секции передней верхней панели пилота, Р5-2.

Световая сигнализация перепуска фильтра загорится желтым, когда идет перепуск топлива.

Работа. Когда засор в фильтре приводит к росту перепада давления до 7.3…8.7 кг/см² датчик давления замыкается. Когда давление упадет до значения 5.6…7 кг/см² датчик размыкается. Индикация ПЕРЕПУСК ФИЛЬТРА необязательно означает, что перепуск начался, до тех пор пока перепад давления не возрастет до 10.5 ± 1 21кг/см² и не откроется перепускной клапан.

Промывной фильтр. Некоторое количество топлива извлекается из промывного фильтра, подогревается в подогревателе серво топлива и подается в основной регулятор двигателя для обеспечения очищенного ото льда и посторонних частиц топлива для сервоопераций. Посторонние частицы крупнее 65 микрон (по абсолютной величине) удерживаются от попадания в поток сервотоплива и смываются основным потоком топлива.

Промывной фильтр, соединенный с корпусом насоса, состоит из фильтрующего элемента и перепускного клапана. Когда фильтр засоряется, перепускной клапан, установленный на давление 7 кГ/см², перепускает топливо в систему подачи серво топлива основного регулятора.

4.2.4 Топливно-масляный теплообменник

Главный топливно-масляный теплообменник (рис. 31), установленный на топливном насосе охлаждает масло, используя топливо как охлаждающее вещество.

Подогреватель сервотоплива. Подогреватель сервотоплива, смонтированный на задней стенке главного топливомасляного теплообменника, повышает температуру топлива для устранения льда перед попаданием его в управляющие сервоприводы, расположенные внутри основного регулятора.

Подогреватель серво топлива состоит из корпуса с теплообменником в центре и крышки.

Центральный узел съемный. Он состоит из большого количества трубок и отражательных заслонок. Центральный узел выполнен таким образом, чтобы направить масло в 4 радиальных проходных сечения через наполняемые топливом «U»-образные трубки.

Рис. 31. Главный топливно-масляный теплообменник[5]

Подогреватель сервотоплива - это теплообменник, использующий масло, как источник тепла. Теплообмен между маслом и топливом происходит благодаря теплопроводности и конвекции внутри агрегата, где две жидкости циркулируют в раздельных проходных сечениях.

После первоначальной смазки и охлаждения маслосборника двигателя, масло попадает в топливный обогреватель, где отдает тепло топливу из промывного фильтра. Затем подогретое топливо попадает на внутренние сервоприводы основного регулятора двигателя, а охлажденное масло попадает назад в маслобак.

4.3 Система управления топливом

4.3.1 Классификация

Система управления топливом состоит из:

- основного регулятора двигателя;

- датчика температуры на входе в компрессор;

- системы управления МГ двигателя включая электромагнит сброса МГ;

- агрегата управления двигателем;

- температурного датчика ТТ₁₂;

- электропроводки CFMI;

- блока управления топливом;

- датчика частоты вращения управляющего генератора переменного тока контура ВД;

- температурного сенсора Т₁₂.

4.3.2 Основной регулятор двигателя

Назначение. Система дозирования топлива определяет массовую подачу топлива на топливные форсунки, в соответствии с положением РУД и внутренними параметрами двигателя применительно к газогенератору.

Принцип работы. Орган управления включает два концентрических управляющих вала, вал РУД и вал ОРД (рычаг прекращения подачи топлива). Такая конструкция позволяет управлять скоростью вращения ротора газогенератора независимо от работы системы прекращения подачи топлива. РУД подает сигнал для программы задания скорости вращения ротора газогенератора и в нормальном режиме, и в режиме реверсирования тяги. ОРД обеспечивает точную работу клапана перекрывания подачи топлива независимо от работы РУД.

Частота вращения двигателя во всех условиях регулируется расходом топлива. Насос обеспечивает расход топлива, превышающий потребный на всех режимах работы двигателя.

Требуемое количество топлива обеспечивается топливо - дозирующим клапаном, излишек топлива направляется через перепускной клапан назад на выход из ступени низкого давления топливного насоса.

Нагнетающий клапан сохраняет давление системы в условиях низкого расхода для обеспечения соответствующего давления топлива для сервоопераций в основном регуляторе двигателя и точной дозировки топлива.

Основной регулятор двигателя по существу является доработанным регулятором скорости, обеспечивающим автоматическую настройку, создающим широкое разнообразие операционных сред, а также дополнительных функций управления для улучшения характеристик двигателя.

Органом управления является гидромеханическое устройство, использующее топливные сервоклапаны.

Рис. 32. Система автоматического управления подачей топлива двигателя CFM56-3[5]

Орган управления выполняет следующие функции:

- управление частотой вращения роторов двигателя, путем подачи дозированного топлива на форсунки на всех режимах работы. Лишнее топливо, подаваемое топливным насосом на орган управления, возвращается в насос вниз по потоку к ступени НД. Орган управления также использует топливо, поступающее из насоса как гидравлическую жидкость;

- автоматическую настройку расхода топлива для сохранения параметров, заданных экипажем и ограничение расхода топлива для максимально безопасной эксплуатации двигателя при любых условиях работы.

Согласно установленной программе разгона или торможения изменяются условия (параметры) и ограничения.

Для того чтобы орган управления установил программы, необходимо измерить следующие параметры:

- давление на выходе из компрессора;

- давление отбора воздуха из компрессора;

- температуру на входе в компрессор;

- температуру на входе в вентилятор;

- частоту вращения ротора газогенератора.

Орган управления не только измеряет эти параметры, а также анализирует и рассчитывает их и устанавливает пределы расхода топлива для разгона и торможения. Рассчитанные ограничения сравниваются с реальным расходом топлива и вступают в силу по достижению их значений.

Задает положение поворотного направляющего аппарата и направляет топливо из насоса высокого давления (P_F) на привода поворотного направляющего аппарата для управления положением лопаток, в зависимости от изменения программы. Сигнал, определяющий положение лопаток поворотного НА, является результатом вычисления системой управления оборотов газогенератора и температуры внутри компрессора.

Задает положение перепускных клапанов на входе в компрессор и направляет топливо из насоса высокого давления в гидромотор клапанов перепуска для управления их положением как функцией положения отклоняемого направляющего аппарата. Сигнал на открытие клапанов перепуска подается в случае активации реверса или резкого закрытия поворотного направляющего аппарата для поддержания заданного положения клапанов перепуска.

- задает положение воздушного клапана системы регулирования зазоров между статором и ротором турбины ВД в зависимости от сигнальных давлений (Т_С1 и Т_С2), являющихся функцией частоты вращения ротора газогенератора двигателя;

- обеспечивает точную работу отсечного топливного клапана независимо от положения РУД;

- определяет и регулирует собственное рабочее давление.

4.3.3 Дозирующая часть основного регулятора

Систему основного управления двигателем (рис. 33) можно разделить на следующие функциональные системы:

- система сервоуправления;

- топливодозирующая система;

- вычислительная система;

- система управления поворотным направляющим аппаратом, клапанами перепуска и зазорами в ТВД.

Система сервоуправления. В систему сервоуправления поступает подогретое в теплообменнике подогревателя сервотопливо для регулировки серводавления.

Регулировка серво давления. Дозирование топлива и расчет программ выполняется при помощи сервоклапанов и поршней. Выверенное значение серводавления (PC и PCR), используемое в гидросистеме управления двигателем, выдерживается постоянным и выше давления перепуска с помощью регулирующих клапанов серводавления. В дозирующей системе: PF > PC > PCR.

Система дозирования топлива. Топливо подается в систему управления двигателем с давлением нагнетания топливного насоса, PS. Насос подает больше необходимого количества топлива во всех режимах работы двигателя. Требуемое количество топлива (WF) устанавливается с помощью проходного сечения дозирующего клапана, лишнее топливо направляется через перепускной клапан на вход секции высокого давления топливного насоса. Система дозирования топлива устанавливает и сохраняет требуемый расход топлива (WF) с помощью следующих функций:

1. Работы дозирующего клапана. Дозирующий клапан приводит в действие серво поршень регулятора оборотов по команде от управляющего клапана регулятора оборотов или ограничительного управляющего клапана во время ускорения или торможения. Изменения проходного сечения дозирующего клапана меняют перепад давлений вокруг проходного сечения управляющего клапана ?Р. Управляющий клапан ?Р активизирует перепускной клапан для перепуска большего или меньшего количества топлива, требуемого для поддержания постоянного перепада давлений на дозирующем клапане;

2. Установки удельного веса топлива. Необходимо регулировать перепад давлений, Р₁-Р₂, для обеспечения правильного расхода топлива с разным удельным весом. Это достигается поворотом болта пружины отношения давления Р₁-Р₂ управляющего клапана перепада давлений. Больший перепад давлений устанавливается для топлива с наименьшим удельным весом, что уменьшает количество перепускаемого топлива. Это необходимо для подачи в двигатель большего объема топлива с целью поддержания такой же теплоты сгорания для заданного уровня мощности.

Примечание: Регулировка удельного веса производится только для поправок на разницу в удельном весе разных видов топлива, а не для устранения проблем в работе двигателя, например, затруднённого запуска.

Рис. 33. Дозирующая часть основного регулятора [5]

Перепускной клапан насоса. В случае резкого закрытия отсечного клапана избыточное давление в топливном насосе стравливается через линию слива перепускного клапана по команде разгрузочного клапана насоса. Перепускной клапан насоса подает командное давление (Р_С) на управляющий клапан перепада давлений вместо P_F. Привод перепускного клапана насоса осуществляет отсечной клапан через жесткую кинематическую связь. Когда давление подачи топлива (P_S) больше командного давления (P_C), перепускной клапан открыт в положении перепуска.

4.4 Система индикации расхода топлива

4.4.1 Основная часть

Главной функцией системы индикации расхода топлива является обеспечение визуальной индикации суммарной величины расхода топлива и количества топлива, расходуемого каждым двигателем.

Датчик расхода топлива. Величина расхода топлива каждого двигателя измеряется датчиком расхода топлива, расположенным с левой стороны корпуса вентилятора каждого двигателя чуть выше редуктора отбора мощности.

Индикатор расхода топлива. Индикация расхода топлива (рис. 34) обеспечивается комбинацией индикаторов расхода топлива и мгновенного расхода топлива (каждого двигателя), расположенных на центральной инструментальной панели приборов в кабине. На самолетах без системы индикации параметров двигателей (EIS), величина расхода топлива показывается на индикаторе в аналоговом и цифровом виде. Величина израсходованного топлива показывается на том же цифровом индикаторе, когда переключатель находится в положении ИСПОЛЬЗОВАНО. На самолетах с системой EIS величина расхода топлива показывается положением желтой линии на внешней стороне круговой шкалы дисплея и с помощью цифрового отображения внутри дисплея.

Рис. 34. Индикатор расхода топлива [5]

Величина израсходованного топлива показывается на том же цифровом индикаторе, при отжатой соответствующей кнопке. Индикатор расхода топлива показывает величину массового расхода в интервале значений от 127 до 5,500 кг/ч.

На самолетах без системы EIS индикатор стоит отдельно и находится в 2-х дюймовом корпусе. Фишка электрического соединения индикатора находится с задней стороны.

На самолетах с системой EIS данные выводятся в нижней части блока индикации параметров двигателей. Фишка электрического соединения индикатора находится с задней стороны блока индикации параметров двигателей.

На самолетах без системы EIS топливный переключатель в положении СБРОС позволяет обнулить показания величины израсходованного топлива.

На самолетах с системой EIS отжатая кнопка ТОПЛИВО ИЗРАСХОДОВАНО СБРОС позволяет обнулить показания величины израсходованного топлива.

Работа индикатора расхода топлива. Датчик расхода топлива (рис. 34, 35) использует кинетический момент своего ротора для измерения величины массового расхода топлива. Это выполнено ради уменьшения потерь давления вокруг датчика и ему не требуется внешнего источника питания. Топливо входит в датчик и направляется на вихревой генератор. Вихревой генератор вращает поток топлива, направляя его на поворотные лепестки. Завихрённое топливо вращает ротор датчика. На поверхности ротора установлены два магнита. Один из магнитов ротора создает стартовый импульс на катушке каждый раз при ее прохождении.

Затем топливо поступает на турбину, удерживаемую пружиной. Турбина смещается радиально по мере прохождения через нее топлива. На турбине установлено сигнальное лезвие, выступающее назад к ротору. Импульс останова показывает каждый раз как второй магнит проходит мимо сигнального лезвия.

Временной интервал между стартовым импульсом и импульсом останова измеряет индикатор расхода топлива. Затем он преобразует полученные значения для их индикации. Итоговое значение величины расхода топлива показывается на индикаторе расхода внизу центральной инструментальной панели пилотов.

Рис. 35. Монтаж датчика расхода топлива [5]

Индикатор расход топлива/израсходовано выполняет продолжительную индикацию величины расхода топлива, используя стартовый импульс и импульс останова с датчика расхода.

На самолетах без системы EIS главными функциями индикатора является обработка интервала времени между прохождением стартового импульса и импульса останова, который пропорционален величине расхода и отражение расхода топлива, используя стрелочный и цифровой индикаторы.

На самолетах с системой EIS главными функциями индикатора является обработка интервала времени между прохождением стартового импульса и импульса остановки, который пропорционален величине расхода и отражение расхода топлива, используя ЖК стрелочный и цифровой дисплей.

Вторичными функциями индикаторов являются:

1. На самолетах без системы EIS - расчёт среднего значения расхода топлива и, при установке переключателя в положение «ТОПЛИВО», на жидкокристаллическом цифровом дисплее отображение количества использованного топлива. При отпущенном переключателе «ТОПЛИВО», на экран вернется значение величины мгновенного расхода топлива;

Обнулить показания использованного топлива можно, переведя переключатель в положение «СБРОС».

В центральном положении переключателя на дисплее отображается величина расхода топлива.

2. На самолетах с системой EIS - расчет среднего значения расхода топлива и, нажав кнопку, инициировать на ЖК цифровом дисплее количество использованного топлива. Через 10 секунд на экран вернется значение величины расхода топлива.

Обнулить показания использованного топлива можно, нажав кнопку «СБРОС ИСПОЛЬЗОВАННОГО ТОПЛИВА» в нижней части блока индикации параметров двигателей.

На самолетах без системы EIS - принимает внешнее питание напряжением 28В постоянного тока с тестирующего блока, при этом все диоды на дисплее должны загореться.

Рис. 36. Устройство и принцип работы датчика расхода топлива [5]

Обеспечение напряжением постоянного тока, пропорционального расходу топлива, показываемого стрелочным или цифровым дисплеем для использования бортовым самописцем.

Индикация отказа или низкого уровня напряжения электропитания с помощью мигающего ЖК дисплея и перемещением стрелки индикатора в положение ниже отметки нуля.

Индикация чрезмерной погрешности сервосистемы - с помощью мигающего ЖК дисплея.

На самолетах с системой EIS:

- обеспечение напряжением постоянного тока, пропорционального расходу топлива, показываемого стрелочным или цифровым дисплеем для использования бортовым самописцем;

- индикация отказа или низкого уровня напряжения электропитания определяемое внутренним BITE тестом блока индикации параметров двигателей.

4.5 Внешние магистрали

4.5.1 Топливный коллектор

Топливный коллектор питает 20 топливных форсунок (рис. 37) топливом из основного регулятора. Топливосборник соединяется с коллектором подачи с помощью Y-образной трубки, находящейся в положении «на 6 часов». Каждый полуколлектор питает по 10 топливных форсунок. Топливный коллектор соединяет основной регулятор и датчик расхода топлива и далее проходит через соединительное устройство, располагающееся в положении «на 9 часов».

4.5.2 Топливный дренажный коллектор

Каждая форсунка оборудована дренажным кожухом, который соединен с линией дренажа. Его торец находится на уровне вентилятора. Линии дренажа приварены к дренажному коллектору, за исключением пяти кожухов (№3, 6, 8, 11 и 18). Эти 5 линий съемные для доступа к заглушкам в камере сгорания при проведении бороскопической инспекции.

После выполнения сервисного бюллетеня (POST SB) топливная дренажная система удаляется для улучшения технологичности. Новая система упростит техническое обслуживание двигателей и уменьшит время сборки узла за счет уменьшения количества агрегатов. Ниже по течению от датчика расхода топлива устанавливается фильтр. Фильтр предотвращает загрязнение топливных форсунок продуктами износа подшипника главного топливного насоса или зубчатого вала. Сбой в работе топливной форсунки в результате загрязнения может привести к серьезным повреждениям турбин ВД и НД.

Рис. 37. Монтаж топливных форсунок [5]

4.5.3 Топливные форсунки и сепаратор

Камера сгорания оборудована 20 двойными форсунками (рис. 38). Каждая форсунка оборудована топливным сепаратором для разделения топлива на первичный и вторичный потоки. Топливный сепаратор представляет собой клапан, открывающийся при определенном давлении (70 ±10 кГ/см²). Это происходит при сильном напоре на отверстие первичного потока.

Отверстие первичного потока оборудовано перепускным клапаном (14±5 кГ/см²) для предотвращения опорожнения топливной линии при выключении двигателя.

4 форсунки, расположенные вблизи свечей зажигания имеют специальную конструкцию. Топливные форсунки 4, 7, 14, 15 более интенсивно подают первичный поток (43% общего расхода топлива), это выполнено для предотвращения выключения двигателя при быстром сбросе оборотов. Эти 4 форсунки имеют коричневую окантовку. Остальные 16 форсунок имеют голубую окантовку.

Рис. 38. Топливные форсунки [5]

ВЫВОДЫ И РЕКОМЕНДАЦИИ

В результате проделанной работы были получены результаты анализа конструкции, принципа работы и особенности эксплуатации систем автоматического управления авиационных газотурбинных двигателей.

В настоящее время в мире широко используются воздушные суда, на которых устанавливаются двигатели пятого поколения, оборудованные новейшими системами автоматического управления. На авиационных газотурбинных двигателях первых поколений устанавливались гидромеханические САУ, которые не удовлетворяют возросшим современным требованиям самолётостроения. Для получения максимальной эффективности работы двигателя и самолёта в целом интегрируют не только управление двигателем, но и другие самолётные системы. Примером такой системы может служить система типа FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Главной задачей системы FADEC является достижение оптимальной эффективности работы двигателя в конкретных эксплуатационных условиях.

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.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1 - Руководство по обучению самолета Sukhoi Superjet 100 (Версия 1.0). RRJ 0000-PL-161-587. «Ознакомительный курс». - М., 2008. - 1919 с.

2 - Иноземцев А.А., Нихамкин М.А., Сандрацкий В.Л. Газотурбинные двигатели. Автоматика и регулирование авиационных двигателей и энергетических установок. Системы. Том 4. - Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2007. - 190 с.

3 - Колодочкин В.П. Управление рабочим процессом газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1990. - 144 с.

4 - Charles E. Otis. Peter A. Vosbury. Aircraft Gas Turbine Power Plants. Jeppesen. 2002.

5 - Engine_Fuel_&_Control-CFM56-3. Training manual Boeing B.737-300/400/500. Sabena.

6 - Шутов Д.С. Выбор и исследование структуры построения резервной САУ авиационных ГТД, оптимальной по объёму выполняемых функций. - Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук. - М.: МАИ, 2004. - 17 с.

7 - Соркин Л.И. Иностранные авиационные двигатели. Справочник. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2000. - 534 с.

8 - Скибин В.А., Солонин В.И. Иностранные авиационные двигатели. Справочник ЦИАМ. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2005. - 592 с.

Размещено на Allbest.ru