СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ
1. ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ РАЗРАБОТКИ СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С СЕЛЕКТОРОМ
1.1 Силовые установки и их математические модели
1.2 Анализ аварийности газотурбинных двигателей
1.3 Анализ существующих систем автоматического управления силовыми установками
1.4 Выбор и обоснование разрабатываемой системы
1.4.1 Обоснование системы автоматического управления газотурбинным двигателем с селектором
1.4.2 Структурная схема разрабатываемой системы и ее описание
газотурбинный двигатель автоматическое управление силовая установка
ВВЕДЕНИЕ
Развитие и совершенствование авиационных двигателей невозможно без систем автоматического управления. Объясняется это, с одной стороны, сложностью рабочих процессов, протекающих в двигателях, а с другой - необходимостью оптимизации этих процессов для получения приемлемых удельных характеристик (удельные расход топлива и тяга, заданная надежность и другие), определяющих совершенство двигателя.
Системы автоматического управления (САУ) двигателями должны удовлетворять ряду требований, важнейшими из которых являются:
* обеспечение необходимого качества регулирования по основным параметрам рабочего процесса
* выдерживание оптимальных параметров рабочего процесса, при которых получаются приемлемые удельные характеристики
* защита двигателя от недопустимых рабочих режимов
* обеспечение требуемой надежности двигателя и согласование характеристик двигателя с характеристиками летательного аппарата
Эти требования, хотя и противоречивые, должны быть удовлетворены комплексно.
Эффективность СУ зависит, прежде всего, от ее удельных показателей (удельной тяги, удельной массы и удельного расхода топлива) и от эксплуатационных высотно-скоростных и дроссельных характеристик на форсажных и бесфорсажных режимах.
В действительных условиях эксплуатации режим работы СУ часто и в широком диапазоне изменяется. Изменение режима и поддержание его мог бы осуществлять летчик, воздействуя на силовую установку. Для этого ему потребовались бы приборы, сообщающие информацию о задачах и результатах управления в любой момент времени, рычаги для приведения в действие управляющих органов и знание законов управления. Летчик непрерывно должен был следить за измерительными приборами, определять величины управляемых параметров, сравнивая, сравнивая эти величины с заданными значениями, принимать решения о направлении перемещения рычагов для ликвидации возникающих рассогласований.
Однако сложность СУ как объекта управления, специфические особенности газодинамических и тепловых процессов, происходящих в управляемом объекте, случайность действующих на него возмущений, которые быстро изменяются во времени в широком диапазоне, занятость экипажа в полете переработкой информации, необходимой для выполнения поставлено задачи, делают невозможным качественное ручное управление СУ. Решать задачу управления СУ в таких условиях возможно только средствами автоматики, которые позволяют свести функции управления лишь рычага управления двигателем (РУД).
Цель исследования: разработать системы автоматического управления газотурбинным двигателем с блоком селекторов.
Задачи исследования:
1. Произвести тактико-техническое обоснование разработки систем автоматического управления газотурбинным двигателем с селектором.
2. Выполнить разработку системы автоматического управления газотурбинного двигателя с селектором.
3. Произвести моделирование системы автоматического управления газотурбинным двигателем с селектором в программе Matlab.
4. Разработать военно-эксплуатационные вопросы.
Объект исследования: авиационные двигатели.
Предмет исследования: разработка системы автоматического управления газотурбинным двигателем с блоком селекторов.
1. ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ РАЗРАБОТКИ СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С СЕЛЕКТОРОМ
1.1 Силовые установки и их математические модели
Силовая установка (СУ) состоит из двигателей (один или несколько) с их системами управления, запуска, топливопитания, а также входных и выходных устройств для реверса тяги и движителей в виде воздушных винтов. Двигатель составляет основу СУ, которая предназначена для создания необходимой для полета ЛА тяги.
Современные СУ ЛА строятся на базе реактивных двигателей. Реактивным называют двигатель, тяга которого представляет собой силу реакции потока продуктов сгорания топлива, получающего ускорение в самом двигателе и вытекающего из него в окружающую среду со скоростью, большей скорости полета.
Все реактивные двигатели делятся на два основных класса: воздушно-реактивные и ракетные двигатели.
Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) - это двигатели, в которых химическая реакция окисления топлива осуществляется за счет кислорода атмосферного воздуха. В свою очередь ВРД можно разделить на прямоточные (или бескомпрессорные) воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) и газотурбинные двигатели (ГТД). В данном проекте будет использоваться газотурбинный двигатель.
В ПВРД воздух из входного устройства подается непосредственно в камеру сгорания. При этом сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике за счет скоростного напора. ПВРД предназначены как для сверхзвуковых полетов при М=2..3 (СПВРД), так и для гиперзвуковых скоростей при М=6..7 (ГПВРД).
Рисунок 1 - Двухвальный двигатель
В ГТД для сжатия воздуха, поступающего в камеру сгорания, служит компрессор с приводом от газовой турбины. ГТД подразделяются на турбореактивные двигатели (ТРД) и турбовинтовые (ТВД).
Основными элементами одновального ТРД являются: входная часть двигателя, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло. Внешний воздух, сжатый в компрессоре, поступает в камеру сгорания, куда через форсунки подается топливо. Газы, образующиеся в результате сгорания топлива, протекают через турбину, приводя ее во вращение, и затем пройдя через реактивное сопло, вытекают с большой скоростью в атмосферу в сторону, противоположную направлению полета, тем самым создавая реактивную тягу.
Для увеличения тяги ТРД часто снабжают дополнительными камерами сгорания, которые располагаются за турбиной и называются форсажными. Сжигание дополнительного количества топлива в форсажной камере приводит к росту температуры газов и скорости их истечения, а следовательно, к росту тяги двигателя ТРДФ.
Разновидностью ТРД являются двухвальные двигатели. У них имеются два каскада компрессора, каждый из которых приводится во вращения от своей турбины. В двигателях такой схемы можно получить более широкую область устойчивых режимов работы компрессора, так как каждый из каскадов работает с меньшей степенью повышения давления воздуха по сравнению с одновальным двигателем.
В ТВД большая часть энергии газов используется в турбине. Турбина приводит во вращение компрессор и винт двигателя. Оставшаяся часть энергии газов используется, как и в ТРД, для создания реактивной тяги. Таким образом, тяга двигателя слагается из тяги, развиваемой винтом (около 90 % от общей тяги двигателя), и реактивной тяги (около 10 %). При небольших дозвуковых скоростях полета (до М=0,6..0,8) ТВД обладает более высокими экономическими показателями, чем ТРД. ТВД могут быть выполнены по двухвальной схеме. В этом случае одна турбина используется для вращения компрессора, вторая - для вращения винта.
В двухконтурных ТРД, или, как их еще называют, турбовентиляторных двигателях, имеются два воздушных контура. Первые низконапорные ступени компрессора работают как вентиляторы, создавая дополнительную тягу. В этих двигателях используются преимущества ТВД на низких скоростях полета благодаря применению вентиляторного контура и преимущества ТРД во внутреннем контуре на больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.
Работа двигательной установки характеризуется величиной удельного расхода топлива и тяги величиной . Так как при регулировании ГТД затруднительно непосредственно измерить тягу и удельный расход топлива, то в качестве регулируемых используются другие параметры рабочего процесса, замер которых организовать легче. Эти параметры режима должны выбираться из условия получения заданных значений и , например максимальных значений или минимальных значений . Такими параметрами для ТРД являются частота вращения вала турбокомпрессора и температура газов в камере сгорания. Зависимость и от и показана на рис. 2.
(а) (б)
Рисунок 2 -Характеристика ТРД
В качестве управляющих воздействий используется расход топлива в камере сгорания и - площадь сечения сопла. В данной работе будет использоваться как управляющее воздействие расход топлива. Изменяя расход, можно воздействовать как на температуру, так и на частоту вращения. Приведенные параметры ГТД выражаются через , и его физические параметры с помощью следующих соотношений:
(1.1)
.
Здесь , - давление за компрессором и расход воздуха через него; - степень повышения давления в компрессоре.
1.2 Анализ аварийности газотурбинных двигателей
В процессе эксплуатации газотурбинных установок возникают следующие отказы и повреждения:
- обрыв рабочих лопаток компрессоров и турбин;
- трещины в направляющих и спрямляющих аппаратах компрессоров;
- повреждения проточных частей компрессоров и турбин из-за попадания в них твердых предметов;
- обгорание направляющих и рабочих лопаток турбин;
- обрыв крепежа;
- трещины в дисках, диафрагмах и сопловых аппаратах турбин;
- деформации, трещины и прогорание камер сгорания и жаровых труб;
- неисправности рабочих и пусковых топливных форсунок;
- неисправности топливо-регулирующей аппаратуры;
- неисправности подшипников;
- - неисправности контрольно-измерительной аппаратуры и систем управления.
Из всех деталей ГТД рабочие лопатки турбин работают в наиболее тяжелых условиях. Испытывая значительные механические нагрузки от действий центробежных и газовых сил, а также вибрации, они одновременно подвержены воздействию высоких температур агрессивных коррозионных сред. Кроме того, рабочие лопатки подвергаются действию циклических термических напряжений. Опыт эксплуатации показывает, что последние являются основной причиной разрушения лопаток газовых турбин. Окислительная среда дополнительно увеличивает скорость образования и развития трещин. В судовых ГТД имеет место высокотемпературная «натриево-ванадиевая» коррозия лопаточного аппарата и других узлов турбин.
Лопаточный аппарат. Обрыв рабочих лопаток компрессора или турбины относится к наиболее тяжелым видам повреждения ГТД.
Основной причиной обрыва лопаток компрессора является снижение усталостной прочности материала в результате коррозии или эрозии при высоких напряжениях, вследствие динамических и вибрационных нагрузок. Эти нагрузки могут возрастать в случаях работы компрессора в зоне неустойчивой работы, иногда этому способствуют конструктивные и технологические дефекты (рост вибрационных напряжений вследствие неравномерностей в потоке воздуха, недостаточная отстройка лопаток по частоте, некачественное изготовление лопаток).
Начало усталостного разрушения металла лопатки носит местный характер и связано с образованием микротрещин, которые при циклических нагрузках, развиваются в макротрещины. Развитие усталостных трещин начинается, как правило, с входных кромок лопаток и реже - с выходных. Часто источниками образования трещин являются участки коррозионно-эрозионных поражений.
Обрыв лопаток на работающем ГТД приводит к снижению частот вращения турбокомпрессорных блоков и турбин и повышению температуры газов перед турбиной выше допустимой для данного режима, появлению повышенной вибрации, резкому изменению шума работы. В момент обрыва лопатки турбины или компрессора ясно различим сильный удар. Частичное разрушение лопаток может вызвать помпаж и появление характерных для него признаков. При попадании траектории разрушившейся лопатки в зазор между торцами лопаток и корпусом происходит заклинивание или торможение ротора. В результате снижения частоты вращения увеличивается подача топлива в камеру сгорания, что приводит к срыву пламени и выключению ГТД.
При обрыве рабочей лопатки турбины, снижения частоты вращения в начальный момент может не происходить. Дальнейшая работа ГТД зависит от последствий, которые вызывает обрыв лопатки. Обычно оборвавшаяся часть разрушенной лопатки, попадая в зазор между корпусом турбины и торцами следующих по потоку лопаток, вызывает изгиб этих лопаток и выпучивание корпуса турбины или разрушение металлокерамических вставок. Кусок лопатки, имея осевую, составляющую скорости движения в направлении выходного устройства, производит аналогичные деформации лопаток последующих ступеней. Если двигатель продолжает работать, то из-за снижения частоты вращения происходит увеличение подачи топлива и рост температуры, газов перед турбиной. При значительном падении частоты вращения и соответствующем увеличение подачи топлива происходит срыв пламени и остановка ГТД. Если оторвавшаяся лопатка вызывает заклинивание ротора, то это также приводит к отключению ГТД. Оторвавшаяся лопатка может пробить корпус и вызвать разрушение элементов силовой установки.