Тема 15 Занятие 2 (Вопросы по Военке и материал по планеру и КД)

МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

Факультет военного обучения

Экз.№ УТВЕРЖДАЮ:

Начальник кафедры №2

Полковник В. Фролов
« » 2000г.

МАТЕРИАЛЫ К ГРУППОВОМУ ЗАНЯТИЮ Курс Д-21 «Авиационные двигатели»

по теме №15

«Системы топливопитания и автоматического управления подачей

топлива в двигатели»

Занятие 2

для студентов 4 курсов, факультетов №1, 2, «Стрела», «Ухтомское»

Учебное время 2 часа

Составил: пол-к Фролов В.А. Редактировал: пол-к Луценко В.Н.

Тираж 5 экз.

Рассмотрено на заседании кафедры

Протокол № от 2000г.

Москва 2000г.

ТЕМА 15:

Системы топливопитания и автоматического управления

подачей топлива в двигатели.

Цель: Изучить программы регулирования, эксплуатационные ограничения авиационных ГТД. Общую характеристику двигателя РД-33-2С, как объекта автоматического управления и программу управления двигателем РД-33-2С на режимах «М» , «ПФ» , «МФ» , «РПТ» , «МГ» и «Крейсерских режимах» .

Занятие №2: Двигатель РД-33, как объект автоматического управления. Программа управления двигателем.

Время - 2 часа.

Цель: Изучить программу управления двигателем на режимах «Максимал» , «ПФ» , «МФ» , «РПТ» , а также на режимах «МГ» и «Крейсерском режиме» .

Учебные вопросы:

1. Общая характеристика двигателя, как объекта автоматического
   управления.

2. Программа управления двигателем на режиме «Максимал».

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

4. Программа управления двигателем на режиме «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 управляющими факторами двигателя.

Параметры n_ВД, n_НД, Р_С, Т*_ф и комплекс параметров компрессора (ΔК_У, η*_К и т.д.) являются управляемыми параметрами двигателя.

Распределение УФ между УП можно представить следующим образом:

На двигателе предусмотрено автоматическое ограничение ряда неуправляемых параметров. Ограничиваются:

• Предельное давление воздуха за компрессором Р*_{К пред} (Р*к
  _пред=3,84МПа=35,5кг/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*_{Т пред}. по условиям
  прочности элементов турбины

• Минимальный расход топлива в ОКС G_{T мин} в зависимости от
  давления воздуха Р*_в по условиям устойчивости процесса сгорания. В
  земных условиях при Т*_В≤273К, G_Tmин =335±20кг/ч.

• Предельная частота вращения РНД n_{НД пред}· 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 «Максимал» .

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*_{Г пр}=Т*_Г(288/Т*_в), тяга Рпр=Р(1,013*10⁵/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 в следствии 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.

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

3.1 Программа управления двигателем на режиме «ПФ» .

Этот режим характеризуется наибольшими значениями тяги двигателя, развиваемой в данных условиях полёта.

С целью получения наибольшей тяги при наименьшем расходе форсажного топлива (G_T.Ф) включение любого форсированного режима и работы на нём двигателя производится при максимальном режиме

работы турбокомпрессора, т.е. при значениях n_НД =mах и n_BД=mах, Т*_Г=mах.

Это объясняется тем, что чем выше давление газов, при котором подводится тепло в ФК, тем больше, соответственно, и степень расширения газов в выходном сопле π_С=Р*_с/Рн и выше скорость их истечения из сопла, а, следовательно, и тяга двигателя.

По этой причине программа управления турбокомпрессорной частью двигателя на режиме «ПФ» полностью соответствует программе «М» режима.

n_BД=f₁(Т*_В) → с коррекцией по Р_В; n_НД=f₂(T*_B) или T*_{T npед}=const; n_НД=f₂(T*_B).

Подача топлива в ФК на этом режиме производятся по закону G_ТФ./Ρ*_K⁼f₄(Т*_В), обеспечивающему практически неизменное значение температуры газов в ФК (T*_Ф=const).

Так при включении режима «ПФ» температура газов перед соплом T*_Ф становится намного выше, чем Т*_СМ на «М» режиме (Т*_ф=2050К), а соответственно, уменьшается и плотность этих газов. При неизменной F_KР рост Т*_ф будет сопровождаться ростом Р*_Ф и в следствии этого - ↑Р*_Т

Это приведёт к ↓π^*_ТНД и →↓n_НД. Для восстановления π^*_ТНД (и n_НД) необходимо раскрыть створки сопла ↑F_KР. Поэтому на форсированных режимах двигателя заданный закон изменения n_НД=f₂(T*_B) обеспечивается практически при тех же значениях π^*_ТНД, но при увеличенных в сравнении с «М» режимом величинах F_KР.

Рассмотрим, как осуществляется подача форсажного топлива G_TФ на «ПФ» режиме на различных участках программы.

3.1.1 Участок программы при Т*_В <288К.

При Τ в <288К реализуется программа n_{НД np}=const, n_ВДпр=const, G_ТФ./Ρ*_K⁼f₄(Т*_В), причём с ↓Т*_В величина G_ТФ./Ρ*_K растёт. Это объясняется следующими причинами.

При работе двигателя на подобных режимах сохраняются неизменными (m=const) и приведённые значения

Т*_{Г ПР}= Т*_Г(288/T*_B)=const; Т*_{К пр}= Т*_К (288/ T*_B)=const.

Поэтому в рассматриваемом диапазоне изменения Τ _в значения Т*_Г и Т*_К будут меняться пропорционально Т*_Β: Т*_Г=const ·Τ*_Β и T*_K=const Т*_Β. Но тогда и количество тепла, подводимого в ОКС к каждому килограмму расходуемого через первый контур воздуха, также будет изменяться пропорционально T*_B:Q=С_п(Т*_Г-Т*_К)=const Т*_Β

где С_п - условная теплоёмкость процесса подвода тепла в КС.

Таким образом, с ↓T*_B<288K→↓Q, т.е. увеличивается количество неиспользованного кислорода в газах, поступающих из ОКС в ФКС. Если при этом поддерживать G_ТФ./Ρ*_K =const, то топливно-воздушная смесь в ФКС будет обедняться (↑α_Σ).

Такое обеднение смеси ухудшает условия сгорания форсажного топлива, в результате чего уменьшается полнота сгорания, а это приведёт к ↓Т*_Ф и ухудшению тяговых и экономических характеристик двигателя.

Для обеспечения необходимого состава топливно-воздушной смеси в ФКС и поддержания Т*_Ф ≈ const и производится указанное увеличение G_ТФ/Р*_К по мере ↓Т*_В (см. рис. 2).

3.1.2 Участок программы при 288К<Т*_В<335К.

В диапазоне 288К<Т*_В<335К реализуется программа n_ВД=f₁(Т*_В), n_НД=f₂(T*_B), G_ТФ/Р*_К= const.

На этом участке Т*_Г и Т*_К меняются таким образом, что величина Q несколько возрастает с ↑Т*_В.

Однако с ↑Т*_В→↑m, поэтому увеличение продуктов сгорания в газах, поступающих в ФКС из 1-ого контура, компенсируется увеличением количества чистого воздуха, поступающего из II-ого контура. В этих условиях подача форсажного топлива по закону G_ТФ/Р*К=const обеспечивает значение α_Σ = const (см. рис. 2).

3.1.3 Участок программы при Т*_В>335К.

При Т*_В>335К реализуется программа n_НД⁼f₂(Т*_В), T*_{T npeд}=const, G_ТФ/Р*_К=f₄(T*_B), причём ↑Г_В соответствует ↑G_ТФ/Р*_К·

Это объясняется тем, что с ростом ↑Т*_В→↑Т*_К, а величина Т*_Г ограничивается значением Т*_{Г пред}. В результате количество тепла, подведённого к воздуху в ОКС Q= С_п (Т*_{Г пред} - Т*_К), снижается и соответственно увеличивается количество неиспользованного кислорода в газах, поступающих в ФКС из 1-ого контура. Одновременно увеличивается и количество воздуха, поступающего из II-ого контура (из-за ↑m), поэтому топливно-воздушная смесь в ФКС обедняется. Чтобы поддержать необходимое значение α_Σ, требуется ↑G_ТФ/Р*_К, что и осуществляется программой. При этом обеспечивается некоторое ↑Т*_Ф с ↑Т*_В , чтобы получить требуемую тягу двигателя на предельных скоростях полёта.

3.2 Программа управления двигателем на режиме «МФ» .

Этот режим характеризуется наименьшим значением тяги на форсированных режимах (за счёт ↓Т*_Ф примерно до 1050К). На двигателе РД-33 на этом режиме тяга всего на 10...12% превышает тягу на «М» режиме. Программа управления соответствует программе на «ПФ» режиме

n_ВД=f₁(Т*_В) →с коррекцией на Р_В

n_НД=f₂(Т*_В) или Т*_{Т пред}=const G_ТФ/Р*_К⁼f₄(Т*_В),

с той лишь разницей, что меньшим значениям Т*_Ф соответствуют меньшие значения G_ТФ/Р*_К, F_KР и большие значения α_Σ.

3.3 Режим повышенной температуры (РПТ).

С целью улучшения разгонных и маневренных характеристик самолёта в области больших чисел Μ полёта, предусмотрена возможность дополнительного форсирования двигателя на режиме «ПФ» путём перехода на режим повышенной температуры. При переходе на этот режим уровень настройки горизонтального участка Τ* _{Т npeд}=f(Т*_В) устанавливается на 25К выше, чем на режиме «ПФ» (соответственно возрастает и значение Т*_{Г пред}), причём программная настройка n_BД=f₁(T*_B), n_ΗД=f₂(Τ*_Β), G_ТФ/Р*_К=f₄(Τ*_Β) на всех трёх участках программы остаётся без изменений.

Однако на Ill-ем участке программы (участке ограничения Т*_{Т пред}) действительное значение n_BД вследствие более высокого уровня Т*_{Г пред} увеличивается приблизительно на 2%. Поскольку в этом случае рост Т*_Г сопровождается и ростом Т*_ТВД, то для сохранения заданного закона изменения n_ΗД=f₂(T*_B) производится уменьшением (в сравнении в с режимом «ПФ») F_KР с целью ↓π^*_ТНД. Одновременно снижается и π^*_Т.

Чтобы обеспечить возможность перехода на РПТ, необходимо перед полётом включить выключатель РПТ (в нише левой стойки шасси). В этом случае переход на РПТ в полёте осуществляется автоматически при переводе РУД на упор «ПФ».

4. Программа управления двигателем на режимах «МГ» и

«Крейсерских режимах» .

1. Программа управления двигателем на режиме «МГ» .

На этом режиме реализуется программа управления

n_BД=f₅(T*_B), n_{НД МГ пр}=f₅(n_{BДМГ пр},T*_B).

Заданный закон изменения по T*_B величины n_BДМГ обеспечивается за счёт изменения подачи топлива G_T в ОКС, а зависимость n_{НД МГ пр} от n_BДМГ при различных значениях T*_B за счёт изменения F_KР (т.е. величины π^*_Т).

Можно выделить три характерных участка программы, определяемых значением Т*_В:

■ При Т*_В<335К n_{BД мг.пр} =67,5%= const;

n_{НД мг.пр} =43,5%= const

■ В диапазоне 335К < Т*_В < 378К n_{BД мг}= f₅(T*_B),

n_{НД МГ пр}=f₆(n_{ВД МГ пр}, T*_B)·

Как видно, программа управления обеспечивает непрерывный рост n_{BД мг} по мере ↑Т*_В до 378К.

Это позволяет:

• Обеспечить улучшенную приемистость двигателя в полёте (с ростом Мн автоматически происходит переход на режим полётного МГ с повышенными значениями n_BД и n_НД).

• Автоматически исключить возможность дросселирования двигателя ниже «М» режима (независимо от перемещения РУД) на сверхзвуковых скоростях полёта (при больших Т*_В), и тем самым, предотвратить возможность возникновения помпажа воздухозаборника и компрессора.

4.2 «Крейсерские режимы» .

На этих режимах реализуется программа управления

n_BД=f₇(α_РУД, Т*_В), n_{НД пр}=f₆(n_{BД пр}, Т*_В).

Значение n_BД определяется положением РУД, т.е. величиной подачи топлива G_T в ОКС, и корректируется по Т*_В таким образом, чтобы по мере перемещения РУД обеспечить постепенный переход от программы на режиме «МГ» к программе режима «М».

Программа изменения n_{НД пр} по n_{ВД пр} для Т*_В ≤ 335К определена из условия получения наилучшей экономичности двигателя. Введение коррекции данного закона по Т*_В, при которой значение n_{НД пр} с ↑Т*_В увеличивается (см. рис. 3), обусловлено необходимостью исключить возможное скачкообразное изменение настройки n_НД при переходе с форсированного или максимального режима на крейсерские режимы на больших числах Μ полёта. Это связано с тем, что на форсированных и максимальном режимах при ↑Т*_В выше 335К с ростом Мн величина n_{ВД пр}= n_ВД √(288/T*_B)' быстро снижается (Т*_В растёт, а n_ВД на III участке программы падает). В этом случае в соответствии с программой крейсерского режима n_{НД пр} =f(n_{ВД пр}) при отсутствии коррекции (для Т*_В<335К) происходило бы ещё более быстрое снижение заданного действительного значения n_НД и оно оказалось бы существенно меньше, чем n_НД на форсированных или максимальном режимах при тех же значениях Т*_В. Переход в этих условиях с режимов «Форсаж» или «Максимал» на крейсерские режимы привёл бы к резкому прикрытию створок сопла (↓F_KР) с целью обеспечить пониженное значение n_НД. Это привело бы к скачкообразному снижению тяги двигателя. Кроме того, при этом произошло бы резкое повышение давления в наружном контуре и соответствующее смещение режима работы КНД к границе устойчивости работы, что в определённых условиях могло бы привести к помпажу двигателя.

Введение же указанной коррекции при увеличении Т*_В свыше 335К, повышая до необходимого уровня заданное значение n_НД на крейсерских режимах, обеспечивает плавное изменение тяги двигателя и требуемый запас устойчивости КНД при переходе на эти режимы на больших скоростях полёта, а также последующее постепенное снижение n_НД по мере торможения самолёта.