Введение…………………………………………………………………....3
Краткий обзор развития систем автоматического управления двигателей……………………………………………………….…...….…4
Общие сведения об устройстве всережимной цифровой системы управления двигателей (FADEC)……………………………………........7
Особенности конструкции и работы электронных систем управления тягой двигателей конкретных типов самолета…………………………...9
Конструктивные и летно-эксплуатационные особенности систем управления двигателями самолетов производства консорциума
Airbus………………………………………………………………………10
Преимущества интегрированной системы управления FADEC……….15
Литература………………………………………………………………...18
Пилот может управлять параметрами траектории полета самолета, изменяя его положение в пространстве относительно окружающей воздушной среды путем изменений действующих на самолет аэродинамических сил и моментов, а также изменяя величину кинетической энергии самолета.
Скорость движения самолета представляет собой важнейшую характеристику траектории полета. Скорость движения самолета зависит от тяги его силовой установки (двигателей). Ручное управление тягой двигателей возможно на всех самолетах и, подобно ручному управлению пространственным положением, также требует от пилота его внимания и приложения физических воздействий на РУДы. На многих автоматизированных самолетах используется особая компьютерная система, называемая автоматом тяги и предназначенная для автоматического управления тягой двигателей в соответствии с заданным пилотом режимом полета.
Главная функция системы подачи топлива любого двигателя заключается в поддержании такого соотношения между массами топлива и воздуха в подаваемой в камеру сгорания топливно-воздушной смеси, которая обеспечивает эффективное сгорание топлива в ответ на любое управляющее воздействие пилота по изменении мощности (тяги) двигателя.
К системе управления подачи топлива в ГТД по сравнению с аналогичной системой поршневого двигателя предъявляются дополнительные требования потому, что в компрессоре ГТД при определенных сочетаниях характера распределения давления вдоль компрессора и скорости вращения ротора могут возникнуть явления срыва воздушного потока (помпаж). Помпаж компрессора двигателя способен привести к резкому нарушению процесса горения топлива в камере сгорания, потере тяги двигателя, его отказу с возможным внутренним разрушением и пожаром. В дополнении к функции предотвращения условий для возникновения помпажа на системы подачи топлива современных ГТД возлагается задача предохранения двигателя от превышения его конструктивных ограничений по таким параметрам, как скорости вращения роторов компрессора и турбины, а также температура продуктов сгорания топлива (выходящих из двигателя газов).
В конце 1940-х – начале 1950-х годов началась интенсивная разработка новых конструкций ГТД и систем подачи топлива. В те годы в зачаточном состоянии уже существовала вычислительная техника, достижения которой стали пользоваться как в электронных, так и в гидромеханических системах управления двигателя. При этом аналоговые электронные системы управления двигателя получали более быстрое развитие. Первые ГТД имели полностью электронные системы управления с вакуумными датчиками. Однако вскоре на первое место вышли усовершенствованные гидромеханические системы управления двигателями как более надежные по сравнению с ранними электронными системами.
В период с 1950-х до конца 1970-х годов в результате быстрого развития и совершенствования полупроводниковых технологий были созданы компактные устройства хранения информации (кристаллические системы электронной памяти) и ее обработки (микропроцессоры). Однако до конца 1970-х годов электронные устройства в системах управления двигателями использовались только для предотвращения выхода двигателей за их конструктивные ограничения по температуре, скорости вращения роторов, давлению и крутящему моменту.
Нефтяной кризис 1973 года породил спрос в авиационно-транспортной отрасли на двигатели с повышенной топливной эффективностью. В середине 1970-х годов различные коммерческие и военные инженерные ведомства начали исследования и разработки с целью создания всережимных цифровых систем управления двигателями (Full Authority Digital Engine Controls, FADEC). Две такие системы были разработаны и испытаны на экспериментальном варианте самолета Boeing 747. В конце 1970-х годов электронные системы наблюдательного управления (Supervisory Controls) сертифицированных ГТД производства компаний General Electric (GE), Pratt ~ Whitney (PW) и Rolls Royce (RR) использовались на больших транспортных самолетах. Однако эти системы контролировали лишь 50 % величины тяги и не использовались при запуске двигателей. Позднее, в 1983 году, двигатель PW2037 стал первым в гражданской авиации США газотурбинным двигателем, который был сертифицирован с системой FADEC.
По мере того, как цифровые электронные устройства по своим эксплуатационным возможностям и точности начинали превосходить аналоговые системы подобного назначения, применение электроники в систему управления двигателями прогрессировало от улучшения эксплуатационных характеристик и уменьшения веса ГТД к сокращению времени разработки и модификации двигателей. Ввод в эксплуатацию автоматизированных самолетов на протяжении 1980-90-х годов ознаменовался не только резким увеличением роли устройств автоматики в управлении пространственным положением самолета, но и переходом к широкому применению электронных систем управления тягой двигателей. В настоящее время автоматизированные самолеты, выпускаемые многими компаниями-производителями авиационной техники, имеют системы FADEC, способствующие повышению экономической эффективности эксплуатации авиационного транспорта.
Надежная и экономически эффективная эксплуатация современного ГТД зависит как от качества проектирования и изготовления его механической части, так и от качества и характеристик используемого в двигателе электронного оборудования, а точнее, его всережимной цифровой системы управления двигателем (FADEC). Система FADEC представляет собой “мозг” двигателя, управляющей подачей топливно-воздушной смеси строго определенного состав в камеру сгорания одновременно с обеспечением критически важной для безопасности полетов устойчивой работы двигателя на всех эксплуатационных режимах.
В единой системе FADEC могут быть выделены две главные структурные единицы (системы более низкого уровня). Первая из них, называется эксплуатационной подсистемой (Operating System), обеспечивает работу всей системы FADEC в режиме реального времени. Она включает в себя все механические и электронные устройства с их собственными компьютерными программами, необходимыми для функционирования указанных устройств в их взаимодействия с другой структурной единицей FADEC. Другая структурная единица может быть названа управляющей подсистемой (Application System). Она представляет собой программное обеспечение, которое поставляет всей системе FADEC управляющие алгоритмы, а также выполняет функции выявления отказов и контроля правильности работы всей системы. Управляющая подсистема устанавливает для конкретного двигателя баланс между его топливной эффективностью, максимальной тягой уровнем шума. Путем изменения алгоритмов в этой структурной единице, управляющей всей системой FADEC, можно добиться того, что два совершенно одинаковых двигателя будут иметь различные эксплуатационные характеристики. Такой подход используется компаниями-изготовителями двигателей для настройки их характеристик в соответствии с запросами компаний, эксплуатирующих авиационную технику. Поскольку система FADEC представляет собой очень сложное компьютерное устройство, крупные компании, производящие современные авиадвигатели, покупают полные комплекты систем FADEC или, по крайней мере, их эксплуатационные подсистемы у специализированных компаний. Последние полностью концентрируют свою деятельность на исследованиях и производстве систем автоматического регулирования и управления для ГТД.
В 1990-е годы использование систем FADEC стало нормой в авиационном двигателестроении. Одним из факторов, способствовавших этому, послужила возможность надежного предохранения от повреждений критически важных электронных узлов, работающих в тяжелых температурных и механических условиях непосредственно на двигателях. Такая возможность была достигнута благодаря так называемой централизованной архитектуре (Centralized Architecture) системы FADEC, в которой каждый датчик и каждое исполнительное устройство напрямую связаны с головным блоком системы.
При централизованной архитектуре каждая из функций системы FADEC осуществляется через ее входные и выходные линии, соединенные главным процессором. В условиях увеличения количества управляемых параметров вновь создаваемых авиадвигателей эта архитектура системы может приводить к информационной перегрузке процессора и увеличению размеров и веса всей системы. В настоящее время проводятся интенсивные исследования с целью замены широкораспространенной централизованной архитектуры системы FADEC на более эффективную архитектуру распределения управления системы FADEC. Архитектура распределенного управления системы FADEC позволяет избежать указанных выше недостатков централизованной архитектуры, так как функции всей системы осуществляются ее периферийными устройствами, которые взаимодействуют между собой по единому стандарту.
За внешним сходством систем управления двигателями современных гражданских самолетов с аналогичными системами управления тягой, устанавливавшихся на самолетах более ранних поколений, кроются существенные отличия, знание которых пилотами крайне важно для обеспечения безопасной летной эксплуатации самолетов новых типов и их модификаций. Компании-изготовители авиационной техники разделяют общую идеологию использования автоматических устройств, применяемых для обеспечения стабильной работы и управления тягой двигателей современных гражданских самолетов. Однако на самолетах разных производителей и даже на разных типах самолетов одного и того же производителя существуют различия в конструкции автоматизированных систем управления и процедурах их использования.
На автоматизированных самолетах одного из ведущих мировых производителей авиационной техники – европейского многонационального консорциума Airbus Industries управление тягой двигателей осуществляется с помощью автоматизированных электронных систем FADEC.
На самолете Airbus А310 отсутствует механическая связь между РУД и клапаном, регулирующем подачу топлива высокого давления к форсункам камеры сгорания. Положение РУД служит лишь одним из факторов, определяющих количество топлива, химическая энергия сжигания которого превращается в механическую энергию тяги двигателя. Электронная система FADEC, воспринимая электрические сигналы о положении РУД и дополнительную информацию о фактических условиях атмосферы и параметров работы двигателя, управляет величиной тяги двигателя по электрическим цепям посредством изменения положения регулирующего клапана.
Компания Pratt & Whitney, как и ряд других производителей авиационных двигателей, в качестве главного параметра, характеризующего величину тяги, развиваемой ГТД, использует соотношение полного давления газовоздушного потока, измеренного на выходе двигателя, к полному давлению, измеренному на входе в него (Engine Pressure Ratio EPR). На ГТД других производителей, в частности, компании General Electric, в качестве главной характеристики развиваемой двигателем тяги служит частота вращения ротора компрессора низкого давления (N1) и связанного с ним вентилятора, который создает основную долю тяги двигателя. При любом сочетании положения РУД, атмосферных условий, состояния газовоздушного тракта двигателя и подаваемого в камеру сгорания топлива система FADEC вычисляет значение EPR или N1, которое обеспечивает выдаваемую двигателем тягу, необходимую для выполнения полета.
Устойчивая работа любого ГТД, несмотря на кажущуюся простоту принципа его действия, требует строгого соблюдения многих параметров по всему газовоздушному тракту двигателя. В наибольшей мере эта особенность ГТД проявляется на режиме минимальной тяги (малого газа). Для обеспечения надежной работы ГТД на режиме “малый газ” в разнообразных эксплуатационных условиях система FADEC при переводе РУД двигателя на малый газ автоматически устанавливает такой минимальный режим работы двигателя, который обеспечивает его устойчивую работу на земле и в полете. В качестве примера автоматизированного управления режима малого газа (Multiple Idle Concept) как составная часть программы автоматизированного управления двигателя PW4000 самолета Airbus A310. В соответствии с этой концепцией система FADEC исходя из фактических условий работы двигателя задает ему режимы модулированного малого газа (Modulated Minimum Idle) или полетного / посадочного малого газа (Flight / Approach Idle).
Режим модулированного малого газа обеспечивает соблюдение трех условий:
Предотвращение отключения привода генератора переменного тока оп минимальной частоте вращения компрессора высокого давления (N2);
Предотвращения потери условий воспламенения топлива в камере сгорания;
Обеспечивает давления отбираемого от компрессора воздуха, минимально-необходимого для работы систем кондиционирования и противообледенения.
Режим полетного / посадочного малого газа устанавливается, исходя из условий обеспечения приемистости двигателя при уходе на второй круг. Для того, чтобы система FADEC установила это значение малого газа, требуется, чтобы самолет находился в воздухе и его предкрылки были выпущены.
Изменение тяги двигателя автоматизированного самолета происходит, когда пилот перемещает его РУД в пределах малого газа до режима максимальной тяги. При этом система FADEC обеспечивает устойчивую работу двигателя путем плавного изменения его газодинамических параметров. При перемещении РУД на уменьшение тяги режим работы ГТД уменьшается практически без задержки. Но когда пилот перемещает РУД на увеличение тяги, тяга двигателя возрастает с некоторой задержкой, которая тем больше, чем больше желаемое значение тяги по сравнению с ее предыдущей величиной.
На современных автоматизированных самолетах автомат тяги представляет собой составную часть системы автоматического управления тягой силовой установки. На самолете Airbus A310 использует система автоматического управления тягой двигателей (Auto Throttle System, ATS), которая выполняет следующие функции:
Вычисление в компьютере управления тягой (Thrust Control Computer, TCC) и индикация на панели установки тяги (Thrust Rating Panel, TPR) предельной величины тяги для выбранного режима работы системы автоматического управления полётом;
Автоматическая установка тяги двигателей, которая позволяет достигать и сохранять величину;
- скорости или числа Маха, выбранную пилотом или системой автоматического управления полетом;
- максимальной (thrust limit) или заданной (target thrust) тяги;
- тяги малого газа в конкретных условиях полета;
Предохранения самолета от сваливания при выходе на критический угол атаки крыла (Alpha-Floor Protection) путем автоматического увеличения тяги до величины, выбранной на панели установкой тяги.
На самолете Airbus A310 пилот может свободно перемещать РУД каждого из двух двигателей от крайнего заднего положения (режим малого газа) в крайнее переднее положение (режим максимальной тяги). Перемещение РУД в этих пределах изменяет величину тяги двигателя от малого газа до максимальной. Переход от режима полетного малого газа к режиму земного малого газа происходит автоматически безе перемещения РУД. На каждом рычаге управления прямой тягой двигателя расположены:
рычаг управления реверсом тяги;
кнопка отключения автомата тяги;
рычаг включения взлетного режима (на земле) или режима ухода на второй круг (при заходе на посадку, Go-Lever).
Органы управления тягой двигателей в пилотских кабинах автоматизированных самолетов других типов имеют в освновном аналогичную конструкцию.
В дополнение к наличию на РУД рычагов управления реверсом, рычагов ил кнопок включения взлетного режима или режима ухода на второй круг, а также кнопок отключения автомата тяги, с точки зрения деятельности пилота оп управлению тягой силовой установки, в качестве основных особенностей системы управления тягой двигателей на автоматизированных самолетах некоторых типов могут быть названы:
отсутствие перемещений РУД на центральном пульте пилотской кабины при автоматических изменениях тяги двигателей;
наличие в системе управления тягой двигателей (в частности, на самолете Airbus A320) промежуточных фиксированных положений РУД.
На самолете Airbus A320 пилот использует РУДы для установки тяги двигателей в режиме “ручного” управления. При автоматическом управлении прямой тягой двигателей РУДы остаются неподвижными. Диапазон возможного перемещения каждого РУД ограничен сектором, который разделен на четыре эксплуатационных сегмента. Между каждыми двумя соседними сегментами расположен задерживающий зубец, фиксирующий РУД в определенном положении. Каждый зубец создает механическую преграду перемещению РУД, которая может быть легко преодолена пилотом в результате приложения им несколько увеличенных усилий. Зубцы, а также передний и задний ограничители перемещения РУД удерживают его в положениях, соответствующих определенным режимам работы двигателя.