Системы автоматического управления газотурбинными двигателями. Способ испытания двухканальной электронной системы автоматического управления гтд с блоком встроенного контроля

Принципы построения систем топливопитания и автоматики авиационных ГТД

УДК 62-50(075)

Приведены общие сведения о составе и работе систем топливоподачи авиационных газотурбинных двигателей. Описаны программы регулирования двухвальных ГТД.

Изложены сведения о системе автоматического управления двигателя НК-86.

принципиальная схема гидромеханической САУ;

электронной аналоговой САУ двигателя.

Дано описание конструктивной схемы САУ двигателя.

Учебное пособие предназначено для студентов специальностей

Введение

Агрегатный состав и работа топливной системы ГТД

Программы регулирования ГТД

Система автоматического управления двигателя НК-86

Общие сведения о САУ двигателя
Принципиальная схема гидромеханической САУ
Электронная аналоговая САУ двигателя

Конструктивная схема САУ двигателя

Системы топливопитания современных газотурбинных двигателей

Введение

Управление работой газотурбинного двигателя (ГТД) осуществляется изменением расхода топлива. При этом в отличии от двигателя наземного применения управление авиационного ГТД должно осуществляться с учетом режимов полета самолета, широкого изменения параметра окружающей среды (высоты и температуры воздуха), особенностей протекания рабочих процессов в двигателе и многих других факторов.

Поэтому система топливопитания современного авиационного ГТД включает в себя целый ряд автоматических устройств, помогающих экипажу самолета обеспечить эффективное и безопасное использование возможностей двигателя на различных этапах полета.

Агрегатный состав системы топливопитания ГТД

Топливная система двигателя состоит из трех основных частей:

Система кондиционирования топлива (I);

Система подачи топлива на запуске двигателя (II);

Система дозирования топлива на основных режимах работы двигателя (III).

Система кондиционирования топлива предназначена для придания топливу заданных физико-механических параметров. К числу этих параметров относятся:

температура;

степень очистки от механических загрязнений;

заданное давление и расход.

Топливо из самолетной системы поступает на вход в центробежный подкачивающий насос (1), приводимый во вращение от автоматического электродвигателя. Подкачивающий насос предназначен для преодоления топливом сопротивления агрегатов и подачи его к основному топливному насосу с избыточным давлением для безкавитационной его работы.

Подогреватели топлива (2), (3).

Несмотря на тщательную очистку топлива от присутствующей воды на пунктах ГСМ, полностью удалить воду из топлива не представляется возможным. Присутствие воды приводит к засорению (обмерзанию) топливных фильтров и выходу их из строя. Поэтому перед фильтром топливо необходимо подогревать до положительных температур. Топливо подогревают за счет отбора тепла из масляной системы двигателя (в топливо-масляном подогревателе (2)), а в случае недостаточного прогрева топлива за счет горячего воздуха из-за компрессора двигателя в топливо-воздушном подогревателе (3).

Подогретое топливо поступает к фильтру тонкой очистки топлива (4). Фильтр обеспечивает очистку топлива с тонкостью фильтрации 16 мкм. На случай засорения фильтр оснащен перепускным клапаном, который открывается при перепаде давления 0,075 +0,01 МПа. При этом в кабине экипажа появляется сигнал о засорении фильтра.

Основной топливный насос (5) обеспечивает подачу топлива с давлением до 10 МПа и расходом до 12000 кг/час. Мощность основного топливного насоса составляет несколько десятков киловатт. Поэтому топливный насос приводится во вращение от ротора ГТД через систему шестерен отбора мощности. В том случае, если в качестве насоса используется шестеренчатый насос нерегулируемой подачи, в конструкции насоса предусматривается предохранительный клапан (9).

Система дозирования подачи топлива на запуске двигателя (II) состоит из следующих агрегатов:

дополнительного фильтра тонкой очистки топлива (6);

дозирующего устройства системы запуска (7) с гидромеханическим приводом;

перекрывного топливного крана (8);

топливных форсунок системы запуска (16).

Дозирование расхода поступающего на запуске топлива осуществляется путем изменения площади проходного сечения автомата запуска (7) по команде гидромеханического привода либо по местной временной программе, а на современных двигателях по внутридвигательным параметрам (частоте вращения ротора, скорости изменения частоты dn / dt , от степени сжатия воздуха в компрессоре P k * / P H и других).

Изменение расхода топлива на рабочих режимах работы двигателя осуществляется основной топливной системой (III).

Топливо от насоса поступает к основному дозирующему устройству (11) с гидромеханическим приводом.

Поскольку основным устройством в системе топливопитания ГТД является дозирующее устройство с гидромеханическим приводом. Рассмотрим его работу более подробно.

Гидромеханический привод изменяет площадь проходного сечения топлива, являясь исполнительным механизмом агрегатов и узлов системы автоматического управления двигателем. Он связан (рис. 2) с:

регулятором работы вращения ротора и осуществляет выполнение команд экипажа по изменению режимов работы двигателя от малого газа до взлетного режима;

системой корректировки расхода топлива при приемистости и сброса газа с учетом высоты полета самолета;

системой корректировки расхода топлива при изменении давления и температуры воздуха на входе в двигатель (Р Н * , Т Н * );

электронной системой управления двигателем (ЭСУД) для ограничения предельно допустимой частоты вращения ротора двигателя и температуры газов на входе в турбину;

ограничителем максимальной степени сжатия вентилятора.

Рис.2. Схема взаимодействия дозирующего устройства с агрегатами и узлами системы автоматического управления двигателя.

Дозирующее устройство работает за счет изменения площади проходного сечения. При этом расход топлива изменяется в соответствии со следующей зависимостью:

, (1)

где: μ- коэффициент расхода, определяемый геометрией проточной части дозирующего устройства;

F Д.у – площадь проходного сечения;

Р нас – давление, развиваемое насосом;

Р ф

ρ – плотность топлива.

Формула (1) показывает, что расход топлива, поступающего к форсункам определяется площадью проходного сечения дозирующего устройства и перепадом давления (Р нас -Р ф ). Этот перепад зависит от переменных величин давления за насосом и перед форсунками. Для того, чтобы исключить неоднозначность расхода топлива, в системе предусмотрено специальное устройство – клапан постоянного перепада давления топлива (10) на дозирующем устройстве. Этот клапан воспринимает давление топлива за насосом Р нас и давление на выходе дозирующего устройства (давление перед форсунками). При изменении разности этих давлений клапан (10) изменяет перепуск части топлива с выхода насоса на его вход. При этом, расход топлива через дозирующее устройство пропорционален площади проходного сечения, а если эта площадь не изменяется, то обеспечивает постоянное значение расхода топлива при любых отклонениях давлений Р нас и Р ф . Тем самым обеспечивается точное дозирование расхода топлива на всех рабочих режимах работы двигателя.

Перекрывной (пожарный) кран (12) совместно с краном (8) обеспечивает выключение двигателя.

Расходомер (13) поступающего в ГТД топлива позволяет определить значение мгновенного расхода топлива, являющегося одним из важнейших диагностических параметров оценки технического состояния двигателя. Кроме того, с помощью расходомера определяется суммарное количество топлива, поступившего в двигатель за время полета и определяется остаток топлива на борту летательного аппарата. В качестве расходомеров используются турбинные датчики расхода.

Распределитель топлива по контурам рабочих форсунок (15) является двухканальным трехпозиционным распределителем. Необходимость такого агрегата в топливной системе объясняется следующим. Расход топлива при изменении режимов от малого газа до взлетного увеличивается в 10 раз и более. Такое изменение потребного расхода обеспечивается увеличением перепада давления на форсунках в соответствии с формулой:

, (2)

где: μ- коэффициент расхода, определяемый геометрией проточной части форсунок;

F Ф – площадь проходного сечения форсунок;

Р ф – давление топлива перед форсунками двигателя;

Р КС – давление в камере сгорания двигателя;

ρ – плотность топлива.

Формула (2) показывает, что для десятикратного увеличения расхода топлива увеличивать не меньше чем в сотню раз. Для снижения давления топлива на выходе из насоса современные ГТД оснащают двумя контурами форсунок. При этом на малых режимах работы топливо поступает в двигатель через форсунки 1 го контура, а затем через форсунки 1 го и 2 го контуров. Благодаря этому расход топлива в двигатель обеспечивается при значительно меньшем давлении. Графически работа распределителя топлива по контурам топливных форсунок иллюстрируется как на рис. 3.

Пунктирными линиями на рисунке представлены расходные характеристики 1 го и 2 го контуров форсунок, а сплошной линией – расход топлива, поступающий в двигатель по двум контурам одновременно.

Рис. 3 Работа распределителя топлива по контурам топливных форсунок

На малых режимах работы топливо поступает в двигатель через форсунки 1 го контура. При достижении перепада давления (ΔР откр ) топлива начинает дополнительно поступать и через форсунки 2 го контура и затем расход топлива в двигатель поступает одновременно через оба контура. При этом расход топлива равен (G T 1+2 K ) сумме расходов по контурам (G T 1К + G T 2К ) и обеспечивается при значительно меньшем давлении топлива.

Владельцы патента RU 2446298:

Использование: в системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат: адаптивное управление различными выходными координатами ГТД с помощью селектора каналов и контура сигнальной самонастройки, в результате чего устраняются забросы выходных координат двигателя, обеспечивается заданное качество переходных процессов включаемого канала САУ, что способствует повышению ресурса ГТД. Система дополнительно содержит последовательно соединенные селектор максимального сигнала, третий элемент сравнения, блок согласования, переключатель и второй суммирующий элемент, причем первый и второй входы селектора максимального сигнала соединены соответственно с первым и вторым входами селектора минимального сигнала, выход которого соединен со вторым входом третьего элемента сравнения, выход первого элемента сравнения соединен со вторым входом второго суммирующего элемента, выход которого подключен к входу регулятора частоты вращения ротора, выход логического устройства соединен со вторым входом переключателя, второй выход которого подключен к второму входу первого суммирующего элемента. 2 ил.

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) газотурбинного двигателя (ГТД).

Известна САУ ГТД, в которой для устранения отрицательного влияния взаимодействия регуляторов на характеристики системы управления с одним регулирующим фактором содержатся измерители частоты вращения ротора ГТД и температуры газа, регуляторы этих параметров, селектор минимального сигнала, исполнительное устройство, воздействующее на расход топлива .

Недостатком этой схемы является то, что взаимодействие каналов управления сохраняется на переходных режимах. Эта САУ ГТД имеет невысокую динамическую точность и заброс по температуре при селектировании, что можно объяснить следующим образом.

ГТД имеет различные динамические характеристики по разным выходным координатам объекта управления относительно расхода топлива.

Рассмотрим САУ ГТД как двухмерный объект с одним управляющим воздействием, в котором используется алгебраический селектор минимального сигнала. Первый канал этой САУ является каналом управления, определяющим режим работы объекта по выходной координате Y 1 , его заданная величина Y 10 зависит от времени. Второй канал - канал ограничения, его заданная величина Y 20 является постоянной и определяет максимальный режим работы объекта по координате Y 2 .

Передаточные функции объекта управления:

по координате Y 1:

по координате Y 2:

где p - оператор преобразования Лапласа;

K 1 , K 2 - коэффициенты передачи;

A 1 (p), A 2 (p), B(p) - полиномы, зависящие от вида объекта.

Примем, что порядок A 1 (p) меньше, чем порядок В(р), а порядок A 2 (p) равен порядку В(p). Такое математическое описание характерно, например, для динамических характеристик ГТД по частоте вращения ротора и температуре газа при изменении расхода топлива в камеру сгорания.

Передаточная функция общего изодромного регулятора

Передаточные функции регулятора первого - W 1 (p) и второго - W 2 (p) каналов выбираются исходя из заданных требований к динамическим характеристикам каждого из них. Это можно сделать следующим образом. Потребуем, чтобы передаточные функции отдельных разомкнутых каналов без учета запаздывания измерителей координат удовлетворяли равенствам:

где W м1 (p) и W м2 (p) - передаточные функции эталонных моделей

разомкнутых каналов. Тогда

Если передаточные функции отдельных разомкнутых каналов выбрать в виде

то для получения необходимого качества регулирования выходных координат регуляторы, согласно (6) и (7), должны иметь, например, следующие передаточные функции:

При этом инерционность датчика температуры должна быть скорректирована так, чтобы измерители параметров были безынерционными.

Как известно , обычно применяется принцип селектирования, согласно которому регулируется параметр ГТД, наиболее приблизившийся к величине, определяемой программой регулирования. Следовательно, для получения необходимого качества регулирования переключение селектора должно происходить в момент равенства рассогласований между текущими значениями выходных координат и их задающими значениями, т.е. в момент равенства сигналов перед регуляторами

Проведенный анализ показывает, что регулятор температуры газа является инерционным по отношению к регулятору частоты вращения ротора ГТД, поэтому селектор переключается с канала частоты вращения ротора на канал температуры газа с запаздыванием. В результате происходит заброс по температуре газа.

Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной за ближайший аналог, является САУ ГТД, содержащая каналы регулирования частоты вращения ротора и температуры газа, селектор минимального сигнала, исполнительное устройство, два корректирующих звена, два суммирующих элемента, логическое устройство (компаратор) и ключ .

В этой САУ за счет включения двух перекрестных корректирующих звеньев с передаточными функциями

происходит изменение задающего воздействия разомкнутого канала ограничения температуры газа и выполнение условия

при переключении САУ на канал ограничения температуры газа при равенстве сигналов на входах селектора минимального сигнала

Это позволяет получить необходимое качество переходного процесса по температуре газа при включении этого канала.

Недостатком такой САУ является то, что при обратном переключении с канала температуры газа на канал частоты вращения ротора структура, параметры корректирующих звеньев и место включения корректирующего сигнала должны изменяться, т.е. эта система не является адаптивной к изменению ее структуры при селектировании каналов и не обеспечивает в этом случае заданного качества переходных процессов.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является улучшение динамических характеристик САУ путем устранения забросов и обеспечения заданного качества переходных процессов по выходным координатам ГТД при прямом и обратном включении селектором различных каналов системы, что приводит к улучшению качества системы управления и к повышению ресурса работы двигателя.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в систему автоматического управления газотурбинного двигателя, содержащую последовательно соединенные регулятор частоты вращения ротора, селектор минимального сигнала, изодромный регулятор, газотурбинный двигатель, измеритель частоты вращения ротора и первый элемент сравнения, задатчик частоты вращения ротора, выход которого подключен к второму входу первого элемента сравнения, последовательно соединенные измеритель температуры газа, второй элемент сравнения, первый суммирующий элемент, регулятор температуры газа и логическое устройство, задатчик температуры газа, выход которого подключен к второму входу второго элемента сравнения, причем выход регулятора частоты вращения ротора соединен со вторым входом логического устройства, выход регулятора температуры газа соединен со вторым входом селектора минимального сигнала, а второй выход газотурбинного двигателя соединен с входом измерителя температуры газа, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные селектор максимального сигнала, третий элемент сравнения, блок согласования, переключатель и второй суммирующий элемент, причем первый и второй входы селектора максимального сигнала соединены соответственно с первым и вторым входами селектора минимального сигнала, выход которого соединен со вторым входом третьего элемента сравнения, выход первого элемента сравнения соединен со вторым входом второго суммирующего элемента, выход которого подключен к входу регулятора частоты вращения ротора, выход логического устройства соединен со вторым входом переключателя, второй выход которого подключен к второму входу первого суммирующего элемента.

Существо системы поясняется чертежами. На фиг.1 представлена блок-схема системы автоматического управления газотурбинного двигателя; на фиг.2 - результаты моделирования переходных процессов в САУ ГТД при различных переключениях каналов селектором минимального сигнала:

а) с канала частоты вращения ротора на канал температуры газа, б) с канала температуры газа на канал частоты вращения ротора, с контуром и без контура адаптации, при этом выходные координаты ГТД представлены в относительном виде

Система автоматического управления газотурбинного двигателя содержит последовательно соединенные регулятор частоты вращения ротора 1, селектор минимального сигнала 2, изодромный регулятор 3, газотурбинный двигатель 4, измеритель частоты вращения ротора 5 и первый элемент сравнения 6, задатчик частоты вращения ротора 7, выход которого подключен к второму входу первого элемента сравнения 6, последовательно соединенные измеритель температуры газа 8, второй элемент сравнения 9, первый суммирующий элемент 10, регулятор температуры газа 11 и логическое устройство 12, задатчик температуры газа 13, выход которого подключен к второму входу второго элемента сравнения 9, причем выход регулятора частоты вращения ротора 1 соединен со вторым входом логического устройства 12, выход регулятора температуры газа 11 соединен со вторым входом селектора минимального сигнала 2, а второй выход газотурбинного двигателя 4 соединен с входом измерителя температуры газа 8, при этом система дополнительно содержит последовательно соединенные селектор максимального сигнала 14, третий элемент сравнения 15, блок согласования 16, переключатель 17 и второй суммирующий элемент 18, причем первый и второй входы селектора максимального сигнала 14 соединены соответственно с первым и вторым входами селектора минимального сигнала 2, выход которого соединен со вторым входом третьего элемента сравнения 15, выход первого элемента сравнения 6 соединен со вторым входом второго суммирующего элемента 18, выход которого подключен к входу регулятора частоты вращения ротора 1, выход логического устройства 12 соединен со вторым входом переключателя 17, второй выход которого подключен к второму входу первого суммирующего элемента 10.

Система автоматического управления газотурбинного двигателя работает следующим образом.

В канале регулирования частоты вращения ротора ГТД 4 сигнал с измерителя частоты вращения ротора 5, пропорциональный частоте вращения ротора, поступает на первый элемент сравнения 6, где сравнивается с выходным сигналом задатчика частоты вращения ротора 7 и формируется выходной сигнал рассогласования E 1 , пропорциональный отклонению частоты вращения ротора от заданного значения. Этот сигнал через второй суммирующий элемент 18 поступает на вход регулятора частоты вращения ротора 1, выход которого U 1 подключен к первому входу селектора минимального сигнала 2.

В канале регулирования температуры газа ГТД 4 сигнал с измерителя температуры газа 8, пропорциональный температуре газа, поступает на второй элемент сравнения 9, где сравнивается с выходным сигналом задатчика температуры газа 7 и формируется выходной сигнал рассогласования E 2 , пропорциональный отклонению температуры газа от заданного значения. Этот сигнал через первый суммирующий элемент 10 поступает на вход регулятора температуры газа 11, выход которого U 2 подключен к второму входу селектора минимального сигнала 2.

На выход селектора минимального сигнала 2 проходит выходной сигнал

того канала регулирования, который в данный момент по условиям работы ГТД требует меньшего расхода топлива. Сигнал с селектора минимального сигнала 2 через изодромный регулятор 3, который выполняет функцию и исполнительного устройства, изменяет расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя 4.

Выходные сигналы регулятора частоты вращения ротора 1 U 1 и регулятора температуры газа 11 U 2 поступают на входы селектора максимального сигнала 14, на выходе которого формируется сигнал

На выходе третьего элемента сравнения 15 определяется разность сигналов на выходе регуляторов

где U зам - выходной сигнал регулятора замкнутого канала;

U раз - выходной сигнал регулятора разомкнутого канала.

Выходные сигналы U 1 и U 2 поступают также на вход логического устройства 12, на выходе которого формируется логический сигнал L, определяющий замкнутый канал САУ

Выходной сигнал ε третьего элемента сравнения 15 через блок согласования 16 и переключатель 17 поступает на вход соответствующего регулятора разомкнутого канала с помощью первого 10 или второго 18 суммирующего элемента, что определяется состоянием переключателя 17 в соответствии с логическим сигналом L логического устройства 12. Так как ε меньше нуля, то этот сигнал уменьшает задающее воздействие разомкнутого канала и тем самым корректирует момент переключения каналов.

Как было отмечено выше, регуляторы частоты вращения ротора 1 и температуры газа 11 имеют разные динамические характеристики, в результате чего условие переключения селектора минимального сигнала 2

отличается от необходимого эталонного условия переключения САУ - равенства рассогласований между текущими значениями выходных координат и их задающими воздействиями

Следовательно, необходимо согласование этих условий. Как известно , согласование поведения отдельных каналов САУ возможно за счет контура управления их относительным движением. В данном случае оно обеспечивается за счет введения контура сигнальной самонастройки по разности сигналов ε на выходе регуляторов с воздействием на задающее воздействие разомкнутого канала системы. Это позволяет построить САУ ГТД, адаптивную к изменению ее структуры при переключении каналов селектором.

Пусть замкнутым является канал регулирования частоты вращения ротора, т.е. первый канал. Тогда выход контура сигнальной самонастройки включен с помощью первого суммирующего элемента 10 на вход регулятора температуры газа 11 второго разомкнутого канала.

Сигнал на выходе регулятора частоты вращения ротора

Сигнал на выходе регулятора температуры газа

где W c (p) - передаточная функция блока согласования 16.

Тогда разность сигналов на выходе регуляторов

При W c (p), равном K, и K, достаточно большом, получаем

ε→0; U 2 →U 1 ,

где m - достаточно малая величина.

Таким образом, за счет работы контура сигнальной самонастройки момент переключения селектора минимального сигнала 2

приближается к условию переключения каналов по ошибкам каналов

Это, соответственно, позволяет ликвидировать заброс и обеспечить необходимое качество переходного процесса при замыкании и включении в работу регулятора температуры газа 11. При U 1 , равном U 2 , происходит переключение каналов, и далее при U 1 , большем по сравнению с U 2 , - изменение состояния каналов: первый канал становится разомкнутым, а второй канал - замкнутым. Это приводит к изменению также и структуры контура самонастройки.

Аналогичные процессы характерны для САУ и при переключении селектора с замкнутого канала температуры газа на канал частоты вращения ротора. В этом случае выходной сигнал контура самонастройки включается с помощью переключателя 17 и второго суммирующего элемента 18 на вход регулятора частоты вращения ротора 1, изменяя задающее воздействие первого канала.

Так как порядок знаменателей передаточных функций отдельных регуляторов W 1 (p) и W 2 (p) двухвального ГТД не выше двух, то контур самонастройки обеспечивает хорошее качество переходных процессов при достаточно высоких значениях коэффициента передачи K.

Результаты моделирования рассмотренной САУ ГТД, приведенные на фиг.2, при задающих воздействиях каналов

и выполнении условия (8) показывают, что при прямом и обратном переключении каналов селектором качество переходных процессов включаемого канала существенно улучшается при введении контура самонастройки. САУ сохраняет заданное качество при изменении структуры, т.е. является адаптивной.

Итак, заявляемое изобретение позволяет осуществить адаптивное управление различными выходными координатами ГТД с помощью селектора каналов и контура сигнальной самонастройки. Устраняются забросы выходных координат двигателя, обеспечивается заданное качество переходных процессов включаемого канала системы, что способствует повышению ресурса ГТД.

Источники литературы

1. Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов. / Под ред. А.А.Шевякова. - М.: Машиностроение, 1983. - 283 с., стр.126, рис.3.26.

2. Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов. / Под ред. А.А.Шевякова. - М.: Машиностроение, 1983. - 283 с., стр.110.

3. Свидетельство РФ №2416 на полезную модель. МПК 6 F02C 9/28. Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя. / В.И.Петунин, А.И.Фрид, В.В.Васильев, Ф.А.Шаймарданов. Заявка №95108046; заявл. 18.05.95; опубл. 16.07.96; Бюл. №7.

4. Мирошник И.В. Согласованное управление многоканальными системами. - Л.: Энергоатомиздат, 1990. - 128 с., стр.21, рис.1.8.

Система автоматического управления газотурбинного двигателя, содержащая последовательно соединенные регулятор частоты вращения ротора, селектор минимального сигнала, изодромный регулятор, газотурбинный двигатель, измеритель частоты вращения ротора и первый элемент сравнения, задатчик частоты вращения ротора, выход которого подключен ко второму входу первого элемента сравнения, последовательно соединенные измеритель температуры газа, второй элемент сравнения, первый суммирующий элемент, регулятор температуры газа и логическое устройство, задатчик температуры газа, выход которого подключен ко второму входу второго элемента сравнения, причем выход регулятора частоты вращения ротора соединен со вторым входом логического устройства, выход регулятора температуры газа соединен со вторым входом селектора минимального сигнала, а второй выход газотурбинного двигателя соединен с входом измерителя температуры газа, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные селектор максимального сигнала, третий элемент сравнения, блок согласования, переключатель и второй суммирующий элемент, причем первый и второй входы селектора максимального сигнала соединены соответственно с первым и вторым входами селектора минимального сигнала, выход которого соединен со вторым входом третьего элемента сравнения, выход первого элемента сравнения соединен со вторым входом второго суммирующего элемента, выход которого подключен к входу регулятора частоты вращения ротора, выход логического устройства соединен со вторым входом переключателя, второй выход которого подключен ко второму входу первого суммирующего элемента.

Автоматическая система (АС) ГТД летательного аппарата включает управляемый объект - двигатель и автоматическое управляющее устройство.

Автоматическое управляющее устройство авиационного газотурбинного двигателя имеет фактически несколько самостоятельных автоматических систем. Автоматические системы, реализующие простые законы управления, называются также системами автоматического регулирования (САР).

На рисунке (для примера) представлена функциональная схема АС, включающей объект управления ГТД и САР.

В процессе автоматического управления двигатель испытывает управляющие и возмущающие (внешние и внутренние) воздействия . Регулирующие факторы (РФ) являются по отношению к двигателю управляющими воздействиями и служат входными сигналами, которые формируются определёнными контурами САР.

К внешним воздействиям относятся возмущения, обусловленные изменением окружающей среды, т.е. Р * в, Т * в и Р н.

К внутренним воздействиям относятся возмущения, обусловленные случайным изменением параметров проточной части двигателя, т.е. деформациями и боевыми повреждениями деталей двигателя, отказы и неисправности систем двигателя, в том числе и АС.

Изменение режима работы двигателя лётчиком осуществляется воздействием на РУД, а регулируемые (РП) и ограничиваемые (ОП) параметры , по отношению к объекту управления - двигателю, являются выходными сигналами системы. Как объект автоматического управления, двигатель характеризуется статическими и динамическими свойствами.

Статические свойства - проявляются на установившихся режимах работы и характеризуются зависимостью управляемых (регулируемых) параметров от управляющих факторов.

Динамические свойства - проявляются на переходных режимах, т.е. при изменении управляющих факторов и внешних возмущающих воздействий, и характеризуются собственной устойчивостью двигателя.

Собственная устойчивость двигателя - это способность двигателя после случайного отклонения от внешних или внутренних возмущающих воздеиствии самостоятельно возвращаться на исходный режим.

Выясним, устойчив ли ТРД с рассмотренной системой топливопитания. Для этого изобразим кривые потребной и располагаемой подач топлива в координатахG T , n. Кривая G т. потр (n) определяет подачутоплива, потребную для обеспечения установившихся режимов с различными η (статическая характеристика). Кривая G T РАСП (n) является Характеристикой плунжерного насоса при заданном φ ш.

Из рисунка видно, что в точках 1 и 2 режимы работы могут быть

На режиме, соответствующем точке 2:

При n до (n 2 +Δn) → G T РАСП < G т. потр → ↓n до n 2 .

При ↓n до (n 2 -Δn)→ G T РАСП > G т. потр → n до n 2 .

Таким образом, на этом режиме двигатель самостоятельно возвращается на исходный режим, т.е. устойчив .

На режиме, соответствующем точке 1:

При n до (n 1 +Δn) → G T РАСП > G т. потр n.

При ↓n до (n 1 -Δn)→ G T РАСП < G т. потр → ↓n

Т.е. на этом режиме двигатель неустойчив .

Области устойчивых и неустойчивых режимов разделены точкой касания кривых потребной и располагаемой подач топлива. Этой точке соответствует режим работы с так называемой граничной частотой вращения n гр.

Итак, при n > n гр - двигатель устойчив n< n гр - двигатель неустойчив

Поэтому для обеспечения устойчивой работы двигателя в диапазоне n < n гр необходима автоматическая система (регулятор), управляющая подачей топлива в двигатель.

К тому же с увеличением высоты полёта n гр возрастает, т.е. диапазон устойчивых режимов уменьшается, и на больших высотах весь диапазон рабочих режимов может оказаться в неустойчивой области.

Следовательно, необходимо автоматическое управление подачей топлива во всём диапазоне, от n мг до n МАХ, что невозможно без автоматических систем.

Автоматические системы предназначены для управления подачей топлива в двигатель с целью обеспечения заданного (выбранного) закона управления .

Следует также сказать о необходимости автоматизации приёмистости и сброса газа.

Приемистость двигателя - это процесс быстрого увеличения тяги за счёт повышения расхода топлива при резком перемещении РУД вперёд.

Различают полную и частичную приемистость:

Полная прмемистость - приемистость с режима МГ до режима «максимал».

Частичная приемистость - приемистость с любого крейсерского режима до большего крейсерского режима или максимального режима.

Сброс газа - процесс быстрого уменьшения тяги двигателя за счёт снижения расхода топлива при резком перемещении РУД назад.

Приемистость и сброс газа оцениваются соответственно временем приемистости и временем сброса газа, т.е. временем с начала перемещения РУД до достижения заданного режима повышенной или пониженной тяги двигателя.

Время приемистости определяется:

■ Моментами инерции роторов двигателя;

■ Величиной избыточной мощности турбины (ΔΝ=Ν τ -Ν κ);

■ Расходом воздуха;

■ Частотой вращения (n НД) исходного режима;

■ Диапазоном устойчивой работы камеры сгорания от α Μ IN до α Μ AX ;

■ Запасом устойчивости компрессора (ΔК У);

■ Величиной максимально допустимой температуры перед турбиной

Время сброса газа зависит от:

■ Моментов инерции роторов двигателя;

■ Расходов воздуха;

■ Частоты вращения исходного режима;

■ Диапазона устойчивой работы к.с.;

■ Запаса устойчивости компрессора.

Условия боевого применения самолётов требуют как можно меньшего времени приемистостиτ (τ приём) и сброса газа (τ СБ), в значительной степени определяющего их манёвренные качества. Это одно из важнейших требований, предъявляемых к двигателям самолётов военной авиации.

Перевод двигателя с пониженного режима на повышенный достигается избыточной (по сравнению с потребной) подачей топлива в к.с, обуславливающей появление на турбине избыточной мощности (ΔΝ). Очевидно, что чем больше ΔG Т.изб при прочих равных условиях, тем меньше τ приём.

Однако, увеличение избытков топлива с целью ↓τ приём ограничивается по причинам:

Из-за ↓ΔК У до 0 возникает неустойчивая работа компрессора;

При Т* Г > Т* Г max возможно повреждение элементов к.с. и турбины;

При ↓α < α Μ IN произойдёт богатый срыв и погасание к.с. (самовыключение двигателя).

На основании анализа характеристик двигателя устанавливаются предельные избытки топлива (ΔG ИЗБ т.пред =G т.пред -G т.потр), подаваемого в процессе приемистости, которые обеспечивают минимальное τ приём не сказываясь отрицательно на надёжности работы элементов двигателя, ΔG ИЗБ т.пред зависит от частоты вращения роторов и условий полёта самолёта (см. рис.).

Изучаемые АС n НД = const и G T = const не обеспечивают потребных подач топлива в процессе приемистости - переход насоса на повышенные G T оказывается слишком быстрым по сравнению со скоростью нарастания G B , которая определяется моментами инерции роторов двигателя. А управлять вручную темпом нарастания G T за счёт изменения скорости перемещения РУД практически невозможно.

Следовательно, в системе автоматического управления подачей топлива должны быть специальные автоматические устройства, которые управляли бы подачей топлива в процессе приемистости. Такие устройства называют автоматами приемистости.

При сбросе газа темп ↓G T также должен быть ограничен из условия недопустимости возникновения:

■ Неустойчивой работы компрессора;

■ Погасания к.с.

Поэтому обеспечение быстрого сброса газа (минимального τ СБ) при сохранении устойчивой работы двигателя требует введения дополнительной автоматизации управления подачей топлива -установки в систему автоматов сброса газа.

| | 3 |

Исследование электронных систем управления на полунатурном стенде с обратной связью

До проведения механических и климатических испытаний на полунатурном стенде в замкнутом контуре проводятся испытания электронной части системы управления на функционирование в полном объеме. Проверка программного обеспечения совместно с реальными аппаратными средствами на правильность функционирования выполняется при имитации помех, сбоев, отказов различного типа и деградации параметров системы.

Испытания в замкнутом контуре позволяют выявить и устранить многие дефекты системы на ранних стадиях проектирования до выхода на дорогостоящие испытания на двигательных стендах и летные испытания.

Полунатурный стенд для отработки электронных систем управления в замкнутом контуре содержит имитаторы сигналов датчиков и исполнительных устройств, персональную ЭВМ со вспомогательными программными средствами, обеспечивающими работу комплекса на различных режимах, и персональную ЭВМ, в которой реализуется математическая модель двигателя и его гидромеханических агрегатов, работающих в реальном масштабе времени. Исследуемая электронная система подключается к имитаторам датчиков и исполнительных устройств.

Имитаторы сигналов датчиков преобразуют цифровые входные сигналы, поступающие от персональной ЭВМ с математической моделью двигателя, в выходные сигналы, идентичные по электрическим параметрам сигналам от реальных датчиков. Набор имитаторов соответствует количеству и типам датчиков, установленных на двигателе. Например, имитатор терморезистора формирует эквивалентное сопротивление цепи выходного сигнала при включении в эту цепь управляемого источника тока с уровнем, пропорциональным входному коду. Имитатор состоит из регистра, цифроаналогового преобразователя, генератора тока, формирователя напряжения, пропорционального силе тока, суммирующего усилителя и омического делителя.

Имитаторы исполнительных устройств создают электрическую нагрузку для выходных цепей системы, эквивалентную по электрическим параметрам реальной нагрузке, и формируют цифровой сигнал, пропорциональный управляющему сигналу, который поступает на вход персональной ЭВМ с математической моделью двигателя.

Программные средства стенда

Имитаторы каждого датчика и исполнительного механизма выполняются в виде отдельных плат.

Программные средства стенда содержат:

Модели реального времени ГТД и его гидромеханических агрегатов;

Программные модули, обеспечивающие работу устройств ввода- вывода, преобразование и кодирование сигналов;

Модули связи с системным таймером для организации режима реального времени;

Модули отображения информации в виде графиков и таблиц в режиме реального времени;

Модули, обеспечивающие задание на выдачу и прием тестовых сигналов в режиме пошагового выполнения программы;

Программы контроля устройств полу натурного стенда и др.

В ходе испытаний на полунатурных стендах исследуется совместная работа аппаратных средств и программного обеспечения на переходных и установившихся режимах работы. С целью обеспечения устойчивости и требуемого качества регулирования во всем диапазоне полетных условий уточняются основные настройки цифровых регуляторов, отрабатываются алгоритмы работы системы встроенного контроля и проверяется логика парирования отказов. Кроме того, проводится интегральное тестирование аппаратных и программных средств.

Исследование влияния электрических воздействий

На электронные регуляторы ГТД оказывают воздействие имеющиеся на борту различные электронные устройства, разветвленные линии связи, мощные источники электроэнергии, а также внешние источники электромагнитных помех (радиолокационные станции, высоковольтные линии электропередачи, разряды молнии и др.). В связи с этим необходимо всесторонне исследовать помехозащищенность систем в лабораторных условиях до испытаний на двигательных стендах и летающих лабораториях.

Для этого системы подвергаются испытаниям на отдельные виды воздействий: электромагнитную совместимость; вторичные воздействия разрядов молнии; нестабильность бортовой электросети и т. д. Критические ситуации в ходе полета могут возникать при комплексном воздействии ряда факторов. Например, разряд молнии кроме непосредственного воздействия на электронный блок и линии связи

может приводить к существенным отклонениям в работе бортовой сети и, тем самым, дополнительно влиять на работу электронного регулятора.

При проведении таких испытаний электронных систем управления двигателей эффективным является использование автоматизированного комплекса, состоящего из имитаторов вторичного воздействия разряда молнии, нестабильности работы бортовой электросети, средств имитации помех и сбоев и аппаратно-программных средств, позволяющих имитировать работу электронных систем управления в замкнутом контуре.

Исследование электромагнитной совместимости электронных систем управления двигателей. Испытания на электромагнитную совместимость электронных систем управления включают исследование электромагнитных помех, генерируемых самой системой, и восприимчивости к электромагнитным помехам от других бортовых систем. Требования по электромагнитной совместимости электронных систем устанавливаются в зависимости от последствий, вызываемых нарушениями в их функционировании.

Специальность ВАК РФ05.13.01
Количество страниц 87

1. Общая характеристика работы

3. Выводы и результаты

1. ЛИНЕЙНАЯ ДИНАМИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ГТД. МОДЕЛИ ДАТЧИКОВ И ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ МЕХАНИЗМОВ

1.1. Системы линейного приближения

1.2. Точность нулевого и первого порядка

1.3. ЛДМ, построенная на основе систем линейного приближения, известных в двух равновесных точках

1.4. Построение ЛДМ по п известным системам линейного приближения. Теорема о ближайшей равновесной точке

1.5. Модели исполнительных механизмов и датчиков

1.6. Модель каналов измерения частоты вращения

1.7. Модель датчика измерения температуры газов (термопар)

1.8. Модели датчиков давления и температуры

1.9. Модели исполнительных механизмов"

1.10. Программный испытательный комплекс

2. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГТД, ОСНОВАННАЯ НА ЛДМ

2.1. Основные требования, предъявляемые к современным системам автоматического управления ГТД

2.2. Структура САУ, основанной на ЛДМ

2.3. Описание контура поддержания требуемой частоты вращения ротора турбокомпрессора и производной

2.4. Контуры ограничения приведенной и физической частоты вращения ротора турбокомпрессора, резервный контур

2.5. Контуры поддержания мощности и крутящего момента

2.6. Контур ограничения частоты вращения свободной турбины

2.7. Контур ограничения температуры газов

2.8. Контур поддержания требуемого расхода топлива

2.9. Упрощенная модель двигателя, встроенная в САУ

2.10. Градиентно-допусковый контроль

2.11. Требования к электронной части САУ

2.12. Выводы

3. ОПИСАНИЕ САУ ТРАДИЦИОННОГО ВИДА. СРАВНИТЕЛЬНЫЙ

3.1. Общие замечания

3.2. Структура традиционной САУ

3.3. Контур управления частотой вращения ротора турбокомпрессора

3.4. Контур ограничения производной частоты вращения ротора турбокомпрессора 71 3.5.Остальные контуры ограничения и управления 73 3.6. Сравнительный анализ классической САУ и САУ, основанной на ЛДМ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Анализ систем автоматического управления газотурбинных двигателей»

Актуальность проблемы. Газотурбинные двигатели в настоящее время широко применяются в военной и гражданской авиации, а также в качестве приводов газоперекачивающих станций и малогабаритных силовых установок, используемых в энергетике и морском транспорте.

Создание двигателей IV и V поколений требует соответствующего прогресса в области управления ими. С середины 70-х годов актуальным стал переход на управление силовыми установками с помощью цифровых электронных регуляторов. Этому способствовало как усложнение задач управления, требовавшее использования более совершенных и сложных алгоритмов управления, так и развитие электронных технологий, в результате которого появилась возможность обеспечить работоспособность электронных регуляторов в условиях, характерных для работы на двигателе.

Центральным институтом авиационного моторостроения (ГНЦ РФ ЦИАМ им. Н. И. Баранова) были сформулированы предложения по структуре и конкретным методам программного и алгоритмического построения интеллектуальной адаптивной системы автоматического управления (САУ), которая, помимо традиционных, должна выполнять следующие функции управления :

Распознавание состояния двигателя (ухудшение характерных узлов, возникновение отказов, работу на установившемся или переходном режимах и т.п.);

Формирование цели управления в соответствии с результатами распознавания состояния двигателя;

Выбор способа управления двигателем, обеспечивающего достижения заданной цели (выбор комплекса программ управления, оптимальных для данных условий работы двигателя);

Формирование и выбор параметров алгоритмов управления, позволяющих обеспечить заданное качество управления при использовании выбранных программ.

Важной математической задачей, без решения которой создание надежного и эффективного цифрового блока автоматического управления и контроля в современных условиях практически невозможно, является разработка математических моделей двигателя, датчиков и исполнительных механизмов, их адаптация к конкретным практическим условиям применения. Принято считать, что весь цикл разработки САУ может быть обеспечен использованием комплекса из нескольких типов моделей разного уровня сложности. Комплекс в целом должен отвечать ряду требований, основными из которых являются:

Возможность моделирования установившихся и переходных режимов работы при изменяющихся условиях полета в полном диапазоне изменения режимов работы силовой установки;

Получение точности моделирования на установившихся и переходных режимах, достаточной для решения задач управления;

Приемлемое время расчета на ЭВМ;

Возможность выполнения расчетов в натуральном (реальном) и ускоренном времени для моделей, предназначенных для использования на полунатурных стендах.

Тем не менее, сегодня, в условиях жесткой конкуренции, существенного отставания от ведущих зарубежных производителей и нарушения устоявшихся экономических связей, все большее влияние на процесс разработки САУ оказывает временной фактор. К сожалению, не все обозначенные выше требования могут быть удовлетворены в сжатые сроки особенно при наличии острого дефицита опытных специалистов. С другой стороны, задача распознавания отказов, диагностики ухудшения работы отдельных узлов и агрегатов подразумевает использование модели двигателя. датчиков и исполнительных механизмов, заложенной в блок автоматического управления и контроля. К этой модели предъявляются жесточайшие требования по быстродействию, а от ее точности напрямую зависит качество диагностики и вероятность обнаружения отказов.

Использование различных по структуре и содержанию моделей на разных стадиях проектирования требует больших дополнительных временных затрат. В работе исследуется возможность использования достаточно простых линейных динамических моделей (ЛДМ) для решения комплекса задач, возникаюц1;их в ходе разработки эффективной САУ.

Существенного сокращения времени разработки можно добиться оптимизацией алгоритмов верификации программного обеспечения, закладываемого в САУ. Основную роль при этом играет модель исследуемой системы. Главной проблемой здесь является создание специального испытательного программного комплекса, объединяющего в себе модель двигателя, датчиков, исполнительных механизмов, измерительных и управляющих каналов САУ вместо дорогостоящего полунатурного стенда. Полунатурным испытательным стендом называется система, имитирующая работу двигателя, установленных на нем датчиков и исполнительных механизмов. Важным качеством полунатурного стенда является то, что с его помощью проверяется электронная САУ в целом, а не только программная или аппаратная части. Программный испытательный комплекс эффективно решает только задачу проверки программного обеспечения цифровой САУ и закладываемых в нее алгоритмов. Особенности аппаратной реализации при этом учитываются не напрямую, как на полунатурных стендах, а апосредовано - через модели измерительных и управляющих каналов. Необходимая проверка аппаратной части САУ при этом может быть возложена на испытательный пульт, с помощью которого имитируются входные сигналы и контролируются управляющие воздействия.

Полунатурный стенд является инструментом верификации более эффективным, чем испытательный пульт или программный испытательный комплекс, однако, трудоемкость его создания соизмерима с созданием самой САУ, а в ряде случаев и превосходит ее. В условиях, когда сроки поставлены таким образом, что САУ должна быть создана «вчера», вопрос о создании полунатурного стенда даже не ставится.

Разработка новых и адаптация имеющихся математических методов в процессе создания САУ газотурбинных двигателей за возможно короткие сроки и с минимальными затратами материальных и инженерных ресурсов является актуальной задачей. Она комплексна и сводится на разных этапах к решению различных математических и инженерных задач. Без привлечения ЭВМ и продуманного использования математических моделей решить поставленную задачу не представляется возможным. Основными типами моделей, используемых при исследовании работы ГТД, гидромеханических и электронных составляющих его системы управления, датчиков и исполнительных механизмов.

Поэлементные модели. В таких моделях в качестве параметров непосредственно рассматриваются конструктивные характеристики системы. Разработка поэлементных моделей требует значительных затрат времени, однако в этом случае могут быть корректно зЛтены различные факторы, такие как трение в элементах конструкции, усилия на исполнительных устройствах, изменение формы проходных сечений отверстий в гидромеханических устройствах, износ узлов, задержка выдачи решений и т.п.

Приближенные нелинейные модели. Воспроизводят работу во всем диапазоне режимов, упрощенно описывают динамические свойства и статические характеристики объекта. Модели предназначены для исследования «в большом» и позволяют производить расчеты в натуральном (реальном) масштабе времени. (Следует отметить, что возможность производить расчеты в реальном времени также определяется мощностью ЭВМ, выбранным языком программирования, операционной системой, качеством программирования и уровнем оптимизации вычислений).

Линеаризованные модели. Воспроизводят поведение системы в окрестности ограниченного набора точек статической характеристики. Допускают использование типовых эквивалентных нелинейных элементов. Такие модели обычно применяют для исследования «в малом», например, устойчивости регулирования. Возможна замена приближенной нелинейной модели линеаризованной. Один из вариантов такой замены описывается в . Подробно достоинства и недостатки такого подхода обсуждаются в первой главе работы.

Поэлементные модели при решении задач, связанных с созданием системы управления ГТД, чаще всего используются для описания гидромеханических узлов и агрегатов САУ. Приближенные нелинейные модели применяются для описания работы ГТД во всем диапазоне режимов работы. Линеаризованные модели ГТД считается целесообразным использовать при исследовании устойчивости систем управления.

В последние годы актуальным стал вопрос модернизации авиационной техники, в том числе путем модернизации двигателей и их САУ. Задача состоит в получении максимального эффекта с минимальными материальными затратами. В частности, при сохранении тех же функций, стоимость САУ удается сократить путем применения современной более дешевой элементной базы и сокращения числа электронных блоков, задействованных в САУ. Наряду с этим появляется возможность улучшить качество работы САУ путем доработки и усложнения алгоритмов управления, совершенствования системы диагностики, ввести учет наработки и технического состояния двигателя.

Возникла уникальная ситуация, когда совпали ряд важных факторов, влияющих на разработку САУ авиационных двигателей, а именно:

Революционное развитие электронных вычислительных устройств, позволяющих решать задачи управления и диагностики ГТД на новом уровне с привлечением ранее недоступных средств;

Назревшая необходимость модернизации уже имеющихся САУ с целью снижения их стоимости и повышения надежности работы;

Задержка в широком внедрении современных цифровых САУ, связанная с кризисом последних лет и в связи с этим увеличившийся разрыв между результатами теоретических исследований и математическим аппаратом реально используемых устройств.

В результате актуальной стала задача разработки новой оригинальной структуры САУ, эффективно решающей задачи управления ГТД, учитывающей новые возможности цифровых электронных систем. Одновременно появилась возможность доработки ряда успешно применяемых ранее алгоритмов с целью повышения качества и надежности их работы.

Целью диссертационной работы является разработка эффективной цифровой САУ двигателя построенной на современных принципах управления. Для достижения поставленной цели были поставлены и решены следующие задачи:

1. Разработана оригинальная структура САУ, позволяющая эффективно решать задачи управления ГТД;

2. Доработана линейная динамическая модель ГТД с целью повышения точности расчета;

3. Разработаны оригинальные алгоритмы обработки сигналов датчиков температуры газов и частот вращения с целью уменьшения влияния помех в каналах измерения;

4. Создан программный комплекс, позволяющий производить испытания алгоритмов в составе программного обеспечения, закладываемого в САУ совместно с моделью двигателя, датчиков и исполнительных механизмов.

В работе описаны результаты построения САУ, моделирования и системного анализа, основанные на опыте, приобретенном в процессе разработки САУ БАРК-65 (Блок Автоматического Управления и Контроля) двигателя ТВ7-117С, применяемого на самолетах ИЛ-114. БАРК-65 успешно прошел стадию стендовых испытаний, в ходе которых показал способность эффективного управления двигателем.

Силовая установка самолета состоит из двух взаимозаменяемых двигателей ТВ7-117С, расположенных в мотогондолах на крыле самолета. Каждый двигатель приводит во вращение шестилопастный реверсивный винт СВ-34 .

Система управления двигателем ТВ7-117С состоит из цифрового блока управления БАРК-65 и его гидромеханического резерва. БАРК-65 представляет собой современную цифровую одноканальную систему управления двигателем. Для обеспечения гидромеханического резерва в контурах управления расходом топлива и направляющими аппаратами турбокомпрессора использованы гидромеханические исполнительные механизмы. Для повышения надежности системы все датчики, измерительные цепи, электрические цепи управления, формирующие и осуществляющие выполнение основных программ управления и ограничения - многоканальные.

Первый необходимый опыт в создании САУ авиационных двигателей был получен в процессе разработки САУ БАРК-78, осуществляющей ограничение предельных параметров работы последней модификации двигателей ТВЗ-117, известной под маркой ВК-2500. БАРК-78 осуществляет функции применяемых ранее электронных блоков ЭРД (электронный регулятор двигателя) и РТ (регулятор температуры), он по существу является достаточно простым устройством, его описание в данной работе не приводится, однако ряд программных и аппаратных решений, использованных в БАРК-78 были применены и при создании САУ БАРК-65. К ним относятся описанные во второй главе система градиентно-допускового контроля входных аналоговых сигналов и компенсатор инерционности термопар.

В первой главе описывается алгоритм построения линейной динамической модели ГТД. Он основан на методе, предложенном в , отличие заключается в способе нахождения ближайшей равновесной точки. Далее приведены описания моделей измерительных каналов и исполнительных каналов, входящих вместе с моделью двигателя в программный испытательный комплекс.

Во второй главе на основе материалов, представленных в предыдущей главе строится система управления ГТД. Описаны методы построения оптимальных регуляторов. Рассмотрена зависимость качества и программной сложности алгоритмов управления от уровня, на котором производится селекция различных программ управления и ограничения. Сформулированы требования к методикам испытания полученной САУ на модели и на объекте. Рассмотрена проблема полноты проводимых испытаний. Приведены варианты реализации упрощенной модели двигателя, основанные на полученной структуре САУ, формулируются окончательные требования к ней и ее точности. Построен комплексный алгоритм выявления сбоев и отказов. Окончательно оформляются требования к электронной части САУ. Исследована ситуация, когда по каким-либо причинам требования, предъявляемые к САУ, невыполнимы. Производится сравнение материалов, полученных в ходе моделирования и испытаниях БАРК-65 на двигателе.

В третьей главе производится синтез и анализ САУ, построенных на классических принципах. В ходе ее разработки были использованы материалы (структура САУ, типовые управляющие звенья), (синтез компенсатора инерционности термопары, синтез ограничителя температуры) а также , , , и др. Далее приведено сравнение эффективности работы «классической» САУ и САУ, построенной в третьей главе. Результаты применения различных САУ анализировались с применением программного испытательного комплекса, описанного в первой главе, включающего в себя ЛДМ двигателя, поэлементные модели исполнительных механизмов и модели измерительных цепей. «Классическая» САУ, выигрывая по простоте реализации, проигрывает по точности поддержания и ограничения заданных параметров.

3. Выводы и результаты

В процессе разработки были применены следующие методики и результаты. А именно:

Модель двигателя на основе линейной динамической модели;

Поэлементные модели гидромеханических исполнительных механизмов САУ;

Сформулированы требования к электронике;

Создана упрощенная модель двигателя, на основе которой при отказе определенных датчиков удается вычислить соответствующие им двигательные параметры (переменные, определяющие состояние двигателя);

На основе модели системы проведена комплексная отладка и верификация программы, заложенной в БАРК-65;

Создана оригинальная система диагностики, объединяющая в себе анализ результатов работы градиентно-допускового контроля, информации, поступающей по разным измерительным каналам, и информации, предоставляемой упрощенной моделью двигателя;

Основным результатом работы является создание эффективной САУ газотурбинного двигателя, отвечающей современным требованиям. Она имеет оригинальную структуру, в которую сведены основные контуры управления и ограничения. Результаты работы имеют универсальный характер и могут быть и были эффективно использованы при разработке САУ других двухвальных ГТД. САУ аналогичной структуры для двигателей ТВ7-117В (вертолетная модификация ТВ7-117С) и ВК-1500 (предполагается к применению на самолете АН-3), в данный момент находятся на стадии стендовых испытаний. Рассматривается вариант установки модифицированных двигателей серии ТВ7-117 на быстроходные катера водоизмещением около 20т, способные развивать скорость до 120 км/ч.

Заключение диссертации по теме «Системный анализ, управление и обработка информации (по отраслям)», Сумачев, Сергей Александрович

выводы по РАБОТЕ В ЦЕЛОМ

В работе продемонстрирован метод построения универсальной САУ двухвальных ГТД. При решении главной задачи - синтеза САУ, основанной на ЛДМ, был решен ряд вспомогательных задач, а именно:

Повышена точность определения ближайшей равновесной точки ЛДМ;

Разработан оригинальный компенсатор инерционности термопар;

Произведен анализ различных способов замера частоты врапАения роторов;

Создан программный испытательный комплекс для проверки функционирования ПО и алгоритмов, закладываемых в цифровую САУ;

Разработана САУ, основанная на традиционных подходах и произведен сравнительный анализ двух различных САУ: САУ, основанной на ЛДМ и традиционной САУ.

Результаты, представленные в работе, были опробованы в ходе стендовых испытаний САУ БАРК-65 и двигателя ТВ7-117С. В ходе испытаний подтвердилась высокая эффективность САУ по поддержанию и ограничению заданных параметров. Комплекс мер, направленных на повышение надежности работы САУ, позволил с высокой вероятностью выявлять отказы каналов измерения и управления, по ограниченному набору параметров удалось продублировать данные, получаемые от датчиков вычисленными по модели величинами. В приложении представлены некоторые интересные осциллограммы, записанные во время стендовых испытаний, а также акт о внедрении описанных в работе алгоритмов.

Комплексный подход в решении поставленной задачи, когда была произведена ревизия классических подходов и методов, позволил реализовать создать САУ на высоком современном уровне.

Структура САУ, основанной на ЛДМ, позволяет производить ее модернизацию в целях улучшения качества управления, повышения запаса устойчивости и надежности работы.

Приведенные в работе результаты универсальны, описанная структура САУ была применена при создании цифровых блоков управления других модификаций двигателя ТВ7-П7С и двигателя ВК-1500.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛЖАЦИИ НО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Сумачев С.А. Построение модели динамического компенсатора инерционности термопары.//Процессы управления и устойчивость: Труды XXX научной конференции факультета ПМ-ПУ. - СПб: ООП НИИ Химии СПбГУ, 1999. - С. 193-196.

2. Сумачев С.А., Кормачева И.В. Динамический компенсатор инерционности термопары: приложение к ограничению температуры ГТД.//Процессы управления и устойчивость: Труды XXXI научной конференции факультета ПМ-ПУ. - СПб: ООП НИИ Химии СПбГУ, 2000. - С. 257-260.

3. Сумачев С. А.Математическая модель двухвального газотурбинного двигателя и его САУ. //Процессы управления и устойчивость: Труды XXXII научной конференции факультета ПМ-ПУ. - СПб: ООП НИИ Химии СПбГУ, 2001. - С. 93-103.

4. Саркисов А.А., Головин М.Г., Душиц-Коган Т.Д., Кочкин А.А., Сумачев С.А. Опыт разработки интегрированной системы управления и контроля двигателя РД-33 и его модификаций. // Тез. докл. Международной научной конференции «Двигатели XXI века» 1 ч. Москва, 2000 г. -С. 344.

5. Головин М.Г., Душиц-Коган Т.Д., Сумачев С.А. Новое в решении проблемы ограничения температуры газа перед силовой турбиной ГТД. // Тез. докл. Международной научной конференции «Двигатели XXI века» 1 ч. Москва, 2000 г. - С. 362.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Сумачев, Сергей Александрович, 2002 год

1. Антончик B.C. Методы стабилизации программных движений. СПб.: Изд. СПбГУ, 1998.

2. Белкин Ю.С., Боев Б.В., Гуревич О.С. и др. Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов. М.: Машиностроение, 1983.

3. Березлев В.Ф. и др. Системы автоматического управления частотой вращения роторов газотурбинных двигателей. Киев: КНИГА, 1985.

4. Боднер В.А. Системы автоматического управления двигателями ЛА. -М.: Машиностроение, 1973.

5. Ванюрихин Г.И., Иванов В.М. Синтез систем управления движением нестационарных объектов. -М.: Машиностроение, 1988.

6. Гантмахер Ф.Р. Теория матриц. М. Наука, 1966.

7. Гарднер М.Ф., Бэрнс Дж.Л. Переходные процессы в линейных системах с сосредоточенными постоянными. Государственное издательство физико-математической литературы. М.: 1961.

8. Гимадиев А.Г., Шахматов Е.В., Шорин В.П. Системы автоматического регулирования авиационных ГТД. Куйбышев: КуАИ, 1990.

9. Гольберг Ф.Д., Ватенин A.B. Математические модели газотурбинных двигателей как объектов управления. М.: Изд-во МАИ, 1999.

10. Ю.Гуревич O.e., Близнюков Л.Г., Трофимов A.C. Системы автоматического управления авиационными силовыми установками. // Конверсия в машиностроении. М. «Информконверсия», 2000. -№5(42).-С.50.

11. ГДемидович Б.П. Лекции по математической теории устойчивости. М.: Наука, 1967.

12. Добрянский Г.В., Мартьянова Т.С. Динамика авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1989.

13. Жабко A.n., Харитонов В.Л. Методы линейной алгебры в задачах управления. СПб.: Изд. СпбГУ, 1993.

14. Иванов В.А. и др. Математические основы теории автоматического регулирования. Учеб. пособие для вузов. Под ред. Б.К. Чемоданова. -М., Высшая школа, 1971.

15. Кабанов CA. Управление системами на прогнозирующих моделях. -СПб: Издательство СПбГУ, 1997.

16. Кварцев А.П. Автоматизация разработки и тестирования программных средств. Самара: Самарский государственный аэрокосмический университет, 1999.

17. Клюев A.C., Глазов Б.В., Миндин М.Б. Техника чтения схем автоматического управления и технологического контроля. М., «Энергия», 1977.

18. Максимов Н.В. Регуляторы температуры газов газотурбинных авиационных двигателей. Рига: РКИИГА, 1982.

19. Математическое моделирование дискретных систем. / Под редакцией канд.физ.-мат.наук М.К. Чиркова. СПб., издательство СПбГУ, 1995.

20. Методы оптимизации испытаний и моделирования систем управления ГТД / Под общей редакцией В.Т. Дедеша. М.: Машиностроение, 1990.

21. Моделирование и выбор параметров автоматических регуляторов авиационных двигателей: учебное пособие / P.A. Сунарчин и др. -УФА: Уфимский гос. авиац. техн. уни-т., 1994.

22. МЫШКИС А. Д. Линейные дифференциальные уравнения с запаздывающим аргументом. М.: 1972.

23. Нелепин P.A., Камачкин A.M., Туркин И.И., Шамберов В.Н. Алгоритмический синтез нелинейных систем управления. Л.: Изд-во ЛГУ, 1990.

24. Нечаев Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. -М.: Машиностроение, 1995.

25. Пантелеев A.B., Якимова A.C. Теория функций комплексного переменного и операционное исчисление в примерах и задачах / Учебное пособие. М.: Высш.шк., 2001.

26. Прасол OB A.B. Аналитические и численные методы исследования динамических процессов. СПб.: Изд. СПбГУ, 1995.

27. Синяков А.Н. Системы автоматического управления ЛА и их силовыми установками. -М.: Машиностроение, 1991.

28. Сиротин С.А., Соколов В.И., Шаров А.Д. Автоматическое управление авиационными двигателями. -М.: Машиностроение, 1991.

29. Скибин В.А., Павлов Ю.И., Добровольский В.И. и др. Методы измерения, приборы и аппаратура, применяемые при стендовых испытаниях двигателей летательных аппаратов. М.: НИЦ ЦИАМ: МГАТУ, 1996.

30. Соловьев Е.В., Гладкова В.Н., Акопова Т.П. Исседование динамических свойств систем автоматического управления двигательной установкой. М.: Издательство МАИ, 1990.

31. Солнцев В.Н. Математическое обеспечение интегрированных адаптивных оптимальных систем автоматического управлениякомплексом «силовая установка летательный аппарат» маневренных самолетов. - М.: Радио и связь, 1999.

32. Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. Под редакцией А. А. Шевякова. М.: Машиностроение, 1976.

33. Теория и приложения дискретных систем. / Под редакцией канд.физ.-мат.наук М.К. Чиркова, канд.техн.наук С.П.Маслова. СПб., издательство СПбГУ, 1995.

34. Устройство и эксплуатация силовых установок самолетов ИЛ-96-300, Ту-204, Ил-114 / Под редакцией доктора технических наук Б.А. Соловьева. -М.: Транспорт, 1993.

35. Югов O.K. Оптимальное управление силовой установкой самолета. -М. Машиностроение, 1978.

36. N.H. Jo, J. Н. Seo. Input Output Linearization Approach of State Observer Design for Nonlinear System // IEEE transactions on automatic control. Vol.45. N. 12. 2000. P.2388-2393.

37. Hassan K. Khalil. Universal Integral Controllers for Minimum Phase Nonlinear System // IEEE transactions on automatic control. Vol.45. N. 3. 2000. P.490-494.

38. G. Kulikov, V. Arkov, T. Breikin. Real-time Modeling of Gas Turbines with Optimal Smoothing // preprints of the 11* IF AC Workshop Control Applications of Optimization. Vol. 1. St-Petersburg, 2000, pp. 212-217.

39. Thomas J. Rodling. Integrated Flight Control Systems // IEEE Aerospace and Electronic Systems. Vol.16. N. 5. 2001. P. 17-22.

Обратите внимание, представленные выше научные тексты размещены для ознакомления и получены посредством распознавания оригинальных текстов диссертаций (OCR). В связи с чем, в них могут содержаться ошибки, связанные с несовершенством алгоритмов распознавания. В PDF файлах диссертаций и авторефератов, которые мы доставляем, подобных ошибок нет.

Программные средства стенда

Рекомендованный список диссертаций

Информационно-измерительные системы стендовых испытаний изделий автомобильной промышленности 1999 год, доктор технических наук Васильчук, Александр Васильевич

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Анализ систем автоматического управления газотурбинных двигателей»

Похожие диссертационные работы по специальности «Системный анализ, управление и обработка информации (по отраслям)», 05.13.01 шифр ВАК

Идентификация динамических моделей САУ ГТД и их элементов статистическими методами 2002 год, доктор технических наук Арьков, Валентин Юльевич

Структуры и алгоритмы следяще-регулируемого электропривода с заданной динамической точностью 2011 год, кандидат технических наук Панкрац, Юрий Витальевич

Разработка методов и средств повышения эффективности работы дизелей на динамических режимах 2010 год, доктор технических наук Кузнецов, Александр Гавриилович

Заключение диссертации по теме «Системный анализ, управление и обработка информации (по отраслям)», Сумачев, Сергей Александрович

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Сумачев, Сергей Александрович, 2002 год