Вопрос № 5. Принципы построения систем регулирования и ограничения температуры газов за турбиной двигателя
Температура газа перед турбиной Т*3 является одним из основных параметров, определяющих удельную тягу двигателя. В ряде случаев (например, при изменении условии полета, режимов работы двигателя, при помпаже) температура газа может превысить максимально допустимые значения. Для предотвращения недопустимых тепловых перегрузок турбины, а также для обеспечения надежной и экономичной работы двигателя осуществляется ограничение максимальной температуры газа или поддержание заданного ее значения на определенных режимах работы ГТД. В соответствии с этим различают системы ограничения и регулирования температуры газа. Как правило, это замкнутые электрические системы, действующие по принципу отклонения. В зависимости от управляющего воздействия указанные системы подразделяют на системы, воздействующие на подачу топлива, и системы, воздействующие на выходное сопло. Их классифицируют также по типу исполнительного устройства (с электродвигательным или электромагнитным исполнительным устройством).
Рис. 8. Программа регулирования Т*4з =¦(аруд)
В связи с трудностями измерения температуры газа перед турбиной у большинства ГТД ограничение и регулирование температуры газа осуществляется за турбиной. Поле температур за турбиной более равномерно, температура на 200—300 К ниже, чем перед турбиной. Ограничение и регулирование температуры производится по программам, представляющим собой зависимости заданной температуры газа от угла установки РУД.
Функциональная схема. Принцип построения систем рассмотрим на примере системы регулирования, воздействующей на выходное сопло двигателя. Регулирование осуществляется по программе, приведенной на рис.8. Программой задаются три уровня температуры газа за турбиной (Т*4) заданная Т*4з в зависимости от режима работы двигателя ( - угла установки РУД). Наибольший уровень температуры допускается на максимальном режиме и режиме полного форсажа. Несколько ниже заданный уровень температуры на режимах минимального форсажа и частичных форсажей. Самый низкий уровень температуры соответствует крейсерским режимам.
Сигнал управления Uу ( Т*4з) пропорциональный заданному значению температуры, формируется в программном устройстве (ПУ), рис.9. Температура газа за турбиной измеряется с помощью термопар. Сигнал с датчика температуры (ДТ), представляющего собой блок термопар, в виде напряжения обратной связи, пропорционального температуре Т*4, подается на вход сравнивающего устройства (СУ), которое формирует сигнал рассогласования
| |||
| |||
Рис.9. Функциональная схема системы регулирования температуры газов ТРДФ
Усилитель (У) и широтно-импульсный модулятор (ШИМ) усиливают и преобразуют непрерывный сигнал рассогласования U в импульсный сигнал переменной скважности Q. Импульсы напряжения подаются на обмотки исполнительного механизма (ИМ), в качестве которого используется электромагнитное устройство, обеспечивающее изменение настройки регулятора РП степени понижения давления газа на турбине т*. Регулятор РП поддерживает заданное значение тз*, изменяя площадь сечения Fкр выходного сопла (ВС). Увеличение Fкр приводит к снижению Т*4.
При соответствии температуры заданному программой сигнал рассогласования А(У = 0, скважность импульсов Q= 0,5. Исполнительный механизм (ИМ) в этом случае не оказывает влияния на работу регулятора РП. Когда Т*4 > Т*4з, то U < 0 и ИМ изменяет настройку РП так, что площадь Fкр увеличивается до тех пор, пока не будет ликвидировано рассогласование (до U = 0, когда Т*4 = Т*4з). При Т*4 < Т*4з система обеспечивает прикрытие сопла до равновесного положения, при котором Т*4 = Т*4з.
Вывод: температура газа перед турбиной Т*з является одним из основных параметров, определяющих удельную тягу двигателя. В ряде случаев (например, при изменении условии полета, режимов работы двигателя, при помпаже) температура газа может превысить максимально допустимые значения. Для предотвращения недопустимых тепловых перегрузок турбины, а также для обеспечения надежной и экономичной работы двигателя осуществляется ограничение максимальной температуры газа или поддержание заданного ее значения на определенных режимах работы ГТД. В соответствии с этим различают системы ограничения и регулирования температуры газа. Как правило, это замкнутые электрические системы, действующие по принципу отклонения. В зависимости от управляющего воздействия указанные системы подразделяют на системы, воздействующие на подачу топлива, и системы, воздействующие на выходное сопло. Их классифицируют также по типу исполнительного устройства (с электродвигательным или электромагнитным исполнительным устройством).
Заключение
Все большее усложнение задач регулирования ГТД, необходимость обеспечения регулирования большого числа переменных с более высокой точностью привело к использованию новых конструктивных направлений, например, таких, как системы регулирования, в которых сочетаются электрические, пневматические и гидромеханические устройства.
Электрические устройства обеспечивают более высокую точность регулирования и позволяют осуществить лучшее согласование с датчиками и выполнение логических функций.
При применении электрических систем осуществляется комплексное регулирование взаимосвязанных основного и форсажного контуров
для предотвращения разрушения авиадвигателя вследствие чрезмерных механических нагрузок необходимо ограничивать частоту вращения ротора турбокомпрессора. Допустимая частота вращения ротора ГТД зависит от плотности воздуха и запаса прочности вращающихся деталей. Поэтому в качестве предельных значений частоты вращения ГТД принимают максимально допустимую физическую и максимально допустимую приведенную частоты вращения.
для предотвращения выхода температуры газов авиадвигателя за предельно допустимые значения на современных летательных аппаратах применяются электрические системы ограничения температуры газов ГГД.
При несоответствии режима работы авиадвигателя условиям полета, при попадании в воздухозаборник выхлопных газов от бортового реактивного оружия, при отказах системы управления силовой установкой может возникнуть помпаж, сопровождающийся резкими колебаниями давления по тракту авиадвигателя и резким возрастанием температуры газов перед турбиной.
Для предупреждения и устранения помпажа авиадвигателя применяются противопомпажные системы, которые производят кратковременную отсечку подачи топлива в основную камеру сгорания с последующим восстановлением исходного режима за счет включения соответствующих агрегатов запуска и топливной автоматики.
Температура газа перед турбиной Т*з является одним из основных параметров, определяющих удельную тягу двигателя. В ряде случаев (например, при изменении условии полета, режимов работы двигателя, при помпаже) температура газа может превысить максимально допустимые значения. Для предотвращения недопустимых тепловых перегрузок турбины, а также для обеспечения надежной и экономичной работы двигателя осуществляется ограничение максимальной температуры газа или поддержание заданного ее значения на определенных режимах работы ГТД. В соответствии с этим различают системы ограничения и регулирования температуры газа. Как правило, это замкнутые электрические системы, действующие по принципу отклонения. В зависимости от управляющего воздействия указанные системы подразделяют на системы, воздействующие на подачу топлива, и системы, воздействующие на выходное сопло. Их классифицируют также по типу исполнительного устройства (с электродвигательным или электромагнитным исполнительным устройством).
Вопросы для самоконтроля
1. Электрические системы регулирования частоты вращения роторов ГТД.
2. Электрические системы ограничения частоты вращения роторов ГТД.
3. Электрические регуляторы предельных температур газов за турбиной.
4. Электрические устройства противопомпажных систем.
5. Принципы построения систем регулирования и ограничения температуры газов за турбиной двигателя.
Литература
1. Б.А. Бабин, В.П. Птухин, А.П. Фефелов, Ю.Б. Новиков, В.И. Дубровин Конструкция реактивных двигателей,учебного пособия издательство АВВАУЛ, Армавир, 1973г.стр.3…18.
2. В.Ф. Павленко, А.А. Дьяченко, В.И. Жулев. Б.К. Колпаков, А.П. Назаров, В.А. Тихонравов, Боевая авиационная техника, М., Воениздат, 1984г., стр. 144…150.
3. Под редакцией д.т.н., профессора Ю.П. Доброленского, Авиационное оборудование, М. Воениздат, 1989г., стр. 71…72.
4. Под редакцией Е.А. Румянцева «Авиационное оборудование» ВВИА им.проф. Н.Е. Жуковского, 1980г., стр. 44…54.