УДК 004.94, 519.876.5 Кулигин Дмитрий Сергеевич магистрант

УДК 004.94, 519.876.5
Кулигин Дмитрий Сергеевич
магистрант
кафедра «Автоматики и управления в технических системах»
Московский государственный горный университет
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ
ДВУХВАЛЬНЫМ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
С СЕЛЕКТОРОМ
THE AUTOMATIC CONTROL SYSTEM THE ENGINE OF THE GAS
TURBINE WITH THE SELECTOR
Регулирование и управление двухвальным газотурбинным двигателем
с селектором происходит по трем каналам: канал частоты вращения ротора
высокого давления, канал частоты вращения ротора низкого давления, а
также по каналу температуры газов за турбиной высокого давления, т.е.
система управляет частотным и температурным воздействием на расход
топлива в двигателе. При тщательной доработке, проверке, после
испытаний система может использоваться на борту уже существующих
летательных аппаратов, а также при их модернизации, которая
заключается добавлением цифровой части к аналоговой.
Структурная схема состоит из блока регулирования (аналоговый),
блока отображения информации (аналоговый), блока управления
(цифровой), на основе микропроцессора. Принцип работы системы можно
рассказать по структурной схеме. Сигнал с датчиков (индукционного,
термоэлектрического) поступает на сравнивающее устройство, на которое
поступает сигнал с руля управления двигателя. Далее сигналы поступают
на соответствующие регуляторы, затем на селектор минимума, чтобы
исключить взаимное влияние трех каналов. Селектор минимума выбирает
сигнал, соответствующий минимальному расходу топлива. После
селектора минимума сигнал поступает на селектор максимума, который
сравнивает его с минимальным сигналом, который соответствует
минимальному расходу топлива, необходимому для того, что бы двигатель
не заглох. После селектора максимума сигнал поступает на регулятор
исполнительным устройством электромагнитного типа. Исполнительное
устройство управляет расходом топлива в двигателе.
Рассмотрим систему управления: после датчиков сигналы могут идти
не прямо на сравнивающее устройство, а через систему управления. На
коммутаторе сигнал коммутируется и далее поступает на аналоговоцифровой преобразователь, затем на микропроцессор, который решает
задачу управления. После микропроцессора сигнал преобразуется, проходя
через цифро-аналоговый преобразователь. На усилителе возрастает и
дальше на регулятор.
43
Система индикации отображает частоту вращения, температуру.
Ключом переключаются каналы, параметры которых необходимо
посмотреть, это сделано в целях экономии пространства на самолете.
Сигнал поступает на частотомер, в который входит формирователь,
мультивибратор и далее на индикаторы. Температура отображается
электрическим термометром.
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:
1. обеспечение необходимого качества регулирования по основным
параметрам рабочего процесса;
2. выдерживание оптимальных параметров рабочего процесса, при
которых получаются приемлемые удельные характеристики;
3. защита двигателя от недопустимых рабочих режимов;
4. обеспечение требуемой надежности двигателя и согласование
характеристик двигателя с характеристиками летательного аппарата.
Эти требования, хотя и противоречивые, должны быть удовлетворены
комплексно.
Эффективность силовой установки (СУ) зависит, прежде всего, от ее
удельных показателей (удельной тяги, удельной массы и удельного
расхода топлива) и от эксплуатационных высотно-скоростных и
дроссельных характеристик в форсажном и бесфорсажном режимах.
В действительных условиях эксплуатации режим работы СУ часто
изменяется в широком диапазоне. 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, сравнивать 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 обработкой информации при полёте, необходимой для
выполнения поставленной задачи, делают невозможным качественное
ручное управление СУ. Решать задачу управления СУ в таких условиях
44
возможно только средствами автоматики, которые позволяют свести
функции управления лишь к рычагу управления двигателем (РУД).
Силовая установка состоит из двигателей (одного или нескольких) с
их системами управления, запуска, потребления топлива, 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 летального аппарата (ЛА) тяги.
Современные силовые установки летальных аппаратов 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: воздушнореактивные 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
воздушно-реактивные
двигатели
(ПВРД
или
бескомпрессорные) и газотурбинные двигатели (ГТД). В данной работе
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 полётов при коэффициенте М=2..3 (СПВРД), так и для
гиперзвуковых скоростей при М=6..7 (ГПВРД).
V

PÍ
Pâõ
TÍ
Tâõ


 
Pê Í Ä

Tê Í Ä
PÃ PÒ ÂÄ
GÒ
 
TÃ TÒ ÂÄ
GÒ

PÒ Í Ä PÍ

ÒÒ Í Ä
Gc
Рис. 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: компрессор,
входная часть двигателя, камера сгорания, газовая турбина, реактивное
45
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, и, 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. Турбовинтовые
двигатели 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 вентилируемого
контура и преимущества ТРД во внутреннем контуре на больших
дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.
Работа двигательной установки характеризуется величинами
C
удельного расхода топлива уд и тяги P . 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 P и
C уд
, например максимальных значений P или минимальных значений
C уд
. Такими параметрами для ТРД являются частота вращения вала
46
*
турбокомпрессора n и температура газов в камере сгорания TГ .
*
C
Зависимости P и уд (от n и TГ ) показаны на рис. 2.
Рис. 2. Характеристика ТРД.
В качестве управляющих воздействий используется расход топлива в
камере сгорания GТ и FС – 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 Tвх ,
*
p вх
и его физические параметры с помощью следующих соотношений:
p*
T*
*
*
pк.пр
 *к  *к ; Tг.пр
 Г* ;
pвх
Tвх
Gв.пр 
nпр 
*
Gв Tвх
*
pвх
; Gт.пр 
Gт
*
pвх
*
Tвх
;
(1)
n
*
Tвх
.
*
Здесь pк , Gв – давление за компрессором и расход воздуха через него;
 *к - степень повышения давления в компрессоре.
Получим уравнения движения силовых установок с различными
типами ГТД как объектов управления при малых отклонениях режима
работы от исходного установившегося режима. Применив преобразования
Лапласа и Фурье к линеаризованным дифференциальным уравнениям,
можно будет определить динамические характеристики СУ в виде
передаточных функций и частотных характеристик.
47
Для
двухвального
ТРД
уравнения
движения
роторов
турбокомпрессоров высокого и низкого давлений при неизменных
внешних условиях выглядят следующим образом:
dn
2J1 вд  F1 (nвд , nнд , GТ )  M тВД (nвд , nвд , Gт )  M кВД (nнд , nвд , Gт );
dt
dn
2J 2 нд  F2 (nвд , nнд , Gт , Fc )  M тНД (nвд , nнд , Gт , Fc )  M кНД (nвд , nнд , Gт ).
dt
После линеаризации и введения относительных величин приходим к
следующей системе дифференциальных уравнений:
 pnвд  l11 nвд  l12 nнд  Gт ;
l11
 pnнд  l22 nнд  Gт  g 22 Fc
 l21 nвд  l22
(2)
Здесь
  2J1
l11
nвдб
1
;
 dF1  Gт.б


dG
 т 0
  2J 2
l22
nндб
1
;
 dF2  Gт.б


 dGт  0
 dF1 


 dn  n
 вд  0 вдб
l11  
;
 dF1  Gт.б


dG
 т 0
 dF1 


 dn  n
 нд  0 ндб
l12  
;
 dF1  G т.б


 dGт  0
l 21
 dF2 


 dn  n
вд  0

вдб

;
 dF2  Gт.б

 dG 


т 0
l 22
 dF2

 dn
нд


 dF2

 dG

т



0
;



0
48
g 22
 dF2 


dF
 c  0 Fс.б

.
 dF2  Gт.б


dG
 т 0
Отметим, что
 dF1 
 dF 
 dF 
 dF 
 dF 

  0;  2   0;  1   0,  2   0,  2   0.
 dn 
 dn 
 dn 
 dn 
 dFC  0
 вд  0
 нд  0
 нд  0
 вд  0
Система (2) может быть записана в векторно-матричной форме
L ( p) y(t )  G ( p)u(t ),
Т
y
(
t
)

[
n
n
]
, u (t )  [Gт Fс ]Т – векторы входных и выходных
вд
нд
где
L ( p), G ( p)  матрицы
координат;
полиномов
от
параметра
p
дифференцирования :
l12
l  p  l11

L ( p)   11
;


l
l
p

l

21
22
22 
1 0 
G ( p)  
.
1
g

22 
Приравнивания к нулю определитель матрицы L( p), получим
характеристическое уравнение объекта управления:
 l22
 p 2  (l11
 l22  l11l22
 ) p  (l11l22  l12 l21 )  0.
( p)  l11
В ( p) все коэффициенты характеристического уравнения
положительны,
что
определяет
устойчивость
двухвального
турбореактивного двигателя как объекта управления.
Приведем более полную модель двухвального ТРД для

y(t )  nвд , nнд , Tг* , Tт* , *квд , *кнд , *твд , *гнд

Т
Т
и u(t )  Gт Fс  .
Система уравнений «вход-выход»:
 pnвд  l13Tг*  l15 *квд  l16 *кнд  l7 *твд  0,
l11
l22 pnнд  l23Tг*  l26 *кнд  l27 *твд  l28 *твд  0,
l32 nнд  Tг*  l35 *квд  l36 *кнд  g 21Gт ,
l43Tг*  Tт*  l47 *твд  l48 *тнд  0,
 l52 nнд  l53Tг*  *квд  l56 *кнд  0,
l61 nвд  l62 nнд  l65 *квд  *кнд  0,
 l73Tг*  *твд  0,
 l83Tг*  l84Tт*  l87 *твд  *тнд  g 82 Fс .
(3)
49
Из (3) получаем передаточную матрицу двухвального ТРД:
 s  b11
b11
b12




 s  b21
 s  b22
b21
b22


2 2
  b31
 s  b32 )
 b31 s  b31

 (b32
 2 2
2 2
 s  b41  b42 s  b42 s  b42 
1 b41 s  b41
W (s) 
2 2

 s  b51
 s  b52
s  b51
b52
( s ) b51
 2 2



b
s

b
s

b
b
s

b
61
61
61
62
62


2 2
2 2
b71
 s  b71  (b72 s  b72
 s  b72 )
s  b71
 2 2

2 2
 s  b81
 s  b82  ,
b82
s  b82
 b81 s  b81

( s )  a0 s 2  a1s  1.

(4)
Tг* , Tт* , *к , *т
Как следует из (4), выходной сигнал по переменным
зависит не только от входного сигнала, но также от его первой и второй
производных.
Замена s на j в передаточной матрице ГТД позволяет перейти к
динамическим характеристикам силовых установок в виде частотных
характеристик, которые дают информацию о полосе пропускания объекта
управления по всем каналам прохождения регулирующих и возмущающих
воздействий.
nвд ( j)
Частотные характеристики G т ( j) двухвального ТРД имеют
nнд ( j)
протекание, близкое к звену первого порядка. Характеристика G т ( j)
показывает большую инерционность двигателя по каскаду низкого
давления, относительно каскада высокого давления, что является
типичным для двигателей двухвальной схемы.
Силовая установка включает в себя ГТД, реактивное сопло и
воздухозаборник. Соответственно в САУ силовой установки будем
различать регуляторы расходов основного и форсажного топлива,
направляющих аппаратов компрессора и вентилятора, регулируемого
сопла и воздухозаборника. На рис. 3 приведена схема регулирования
двухвального двигателя.
50
Рис. 3. Схема САУ двухвального ТРД.
Входными параметрами СУ является тяга и мощность, подводимая к
винту, которые и определяют энерговооруженность летательного аппарата
и ряд других его характеристик.
Основными для ГТД являются дроссельная и высотно-скоростная
характеристики. Первая показывает зависимость тяги и других внутренних
параметров двигателя от частоты вращения, вторая – зависимость тяги
двигателя от высоты и скорости полета. Обе эти характеристики являются
существенными при согласовании характеристик самолета и двигателя.
При выборе законов управления режимами ГТД следует учитывать
ограничения, связанные с его «живучестью». Сюда относятся ограничения
по предельно допустимым техническим параметрам: температуре газов,
частотам вращения валов турбокомпрессора, максимальному и
минимальному значениям ускорений и т.д.
На рис. 4 показана область допустимых режимов работы ГТД. Кроме
того, есть ряд параметров, которые определяют степень оптимальности
режима работы по удельным параметрам, близость к границам
устойчивости. Таким параметром, например, является скольжение роторов
S двухвальных ГТД, определяемое как отношение частот вращения
роторов высокого и низкого давлений. В процессе разгона и
дросселирования двигателя величина скольжения изменяется, что
приводит к изменению запасов газодинамической устойчивости.
Законы управления силовой установкой выбирают исходя из
назначения летательного аппарата и особенностей его эксплуатации.
Обычно требования к статической и динамической точности
регулирования параметров силовой установки определяются по степени их
влияния на экономичность, тягу и топливный ресурс.
51
Рис. 4. Область допустимых режимов работы ГТД,
где:
G
1- ограничение в.пр. max ;
2 – граница газодинамической устойчивости;
3 – граница устойчивой работы двигателя на режимах минимальной
тяги;
4 – граница устойчивого горения в камере сгорания;
5 – линия установившихся режимов двигателя.
Например, поддержание температуры газов с погрешностью  5%
приводит к потере 1%. Рассуждая аналогично, для остальных параметров
можно сформулировать следующие требования к точности работы САУ
силовой установки:
 погрешность частоты вращения турбокомпрессора должна
быть не более 0,2%;
 погрешность поддержания приведенной частоты вращения – не
более 0,5%;
 температура газа на максимальном режиме – с погрешностью
менее 0,5%;
 значение суммарной степени повышения давления воздуха за
компрессором – с допуском не более 1%;
 переход двигателя с режима «малый газ» на «максимальный
режим» – за время не более 5 секунд;
 при переходных процессах заданные величины использования
располагаемых запасов газодинамической устойчивости должны
поддерживаться с допуском не менее 5%;
 заданная величина минимального снижения суммарного
коэффициента избытка воздуха в форсажной камере сгорания должна
поддерживаться с допуском менее 1,5%;
52
 перерегулирование в переходном процессе, вызванное
возможными возмущениями, на максимальном режиме работы двигателя
не должно быть больше 1%.
Эти и другие требования формулируются более точно при конкретной
разработке системы автоматического управления.
При управлении двигателем на «максимальных режимах» в задачу
САУ входит обеспечение максимальной тяги при надежной температурной
и прочностной защите. Поэтому для контроля состояния двигателя
*
*
*
*
измеряют nвд ,nнд ,Tтнд ,Т вх , pвх , pк , частоту и амплитуду вибрации, и другие
*
*
параметры. Чаще всего строятся ограничители Tтнд , nвд , nнд , pк с
воздействием на расход топлива. На переходных режимах в электронных
системах управления используется ограничение приведенного ускорения
частоты вращения или комплекта параметров, обеспечивающего
требуемое протекание процессов запуска, разгона и дросселирования. На
крейсерских режимах (режимах полёта летательного аппарата с
постоянной скоростью) используется один из законов управления
G  f (nпр ), Gт  f (*к ), Gт  f (*c )
расходом топлива: т
и т. д.
Параметры двигателя на различных высотах и скоростях полета
изменяются в широком диапазоне. Изменяя законы управления по H и M
полета, можно получить лучшие характеристики по реактивной тяге, чем
используя только один из них.
Для управления режимами работы основного контура ГТД широко
используется замкнутые системы автоматического управления частотой
вращения с применением всережимных регуляторов с астатизмом 1-го
порядка (свойство системы автоматического управления приводить
ошибку регулирования к нулю при постоянном внешнем воздействии на
данную систему). Такие регуляторы позволяют получить достаточно
высокое качество переходных процессов во всем диапазоне условий
эксплуатации. Структурная схема САУ частотой вращения приведена на
рис. 5:
n0
Wp
GТ
WД
n
Рис. 5. Структурная схема САУ частотой вращения ГТД.
Для двигателей многовальных схем регулировать частоту вращения
можно по каскадам высокого и низкого давлений. При этом динамика по
контуру регулирования высокого давления остается практически такой же,
53
как и для двигателя одновальной схемы. Объясняется это тем, что
динамические свойства двигателей многовальных схем относительно
частоты вращения каскада высокого давления описываются передаточной
функцией, как для ТРД одновальной схемы.
n (s)
kвд
WnВД ( s )  вд

Gт ( s ) Tвд s  1
Wр ВД ( s ) 
kр (T1s  1)
Gт ( s )

,
nвд ( s )
s (T2 s  1)
kд , kр
где
- коэффициенты усиления двигателя
Tвд , T1, T2  постоянные времени двигателя и регулятора.
(5)
и
регулятора;
Передаточная функция замкнутой системы по управляющему
воздействию
k д k р (T1s  1)
n( s )
( s ) 

.
n0 ( s) T2Tд s 3  (T2  T3 ) s 2  (1  k д k рT1 ) s  k д k р
(6)
Передаточная функция двигателя по каналу низкого давления имеет
вид
n ( s)
(s  1)
WnНД ( s)  нд
 kнд
.
Gт ( s)
(Tнд s  1)(Tвд s  1)
(7)
Если в канале регулирования использовать изодромный регулятор
(автоматический регулятор с гибкой обратной связью, что позволяет
существенно повысить качество регулирования), то характеристическое
уравнение замкнутой системы имеет четвертый порядок. В общем случае
область устойчивости системы с регулятором nнд несколько меньше, чем с
регулятором nвд .
Известны системы автоматического регулирования (САР) ГТД
воздействующие на один регулирующий фактор - расход топлива в камере
сгорания ГТД, содержащие измерители входных параметров, элементы
сравнения и исполнительный механизм, причем сигнал с регулятора
температуры газа непосредственно действует на настройку регулятора
частоты вращения ротора ГТД.
Недостатком такой схемы является
уменьшение запасов
устойчивости, уменьшение допустимых коэффициентов усиления в канале
управления, ухудшение статической и динамической точности регуляторов
при совместной работе каналов. Для устранения отрицательного влияния
взаимодействия регуляторов на характеристики САР с одним
регулирующим фактором применяют системы, которые помимо каналов
управления и регулирования содержат еще и селектор, позволяющий
исключить зону совместной работы регуляторов и тем самым улучшить
характеристики системы в целом.
54
Селекторы обеспечивают воздействие на регулирующий фактор
только одного регулятора во всех условиях работы системы, включаемого
в работу в зависимости от режима работы двигателя. В этом случае
каждый из каналов управления работает автономно, и его параметры могут
выбираться без учета взаимодействия с другими регуляторами. Обычно
применяется принцип селектирования, согласно которому регулируется
параметр двигателя, наиболее приблизившийся к величине, определяемой
задающим воздействием регулятора (программой регулирования).
Например, при управлении ГТД путем изменения расхода топлива в
основной камере сгорания, на «максимальных режимах» работы двигателя,
селектор должен пропустить на управление дозирующим устройством
сигнал, соответствующий получению минимальной величины GT для того,
чтобы все регулируемые параметры не превысили максимально
допустимых значений (ограничений сверху). Классифицируя по требуемой
величине регулирующего фактора, такое селектирование называется
селекцией по минимуму, а селектор - селектором минимальных сигналов
управления (селектор min). С помощью селекции по минимуму
определяется очередность выполнения программ регулирования
nmax=const, программ регулирования T4*=const и программы
регулирования при приемистости, а также ряда других программ. Если же
ограничивать минимальные значения параметров (ограничения снизу), то
предпочтение отдается регулятору параметра, для поддержания которого
требуется наибольший расход топлива, то есть осуществляется селекция
по максимуму (селектор max). Такой принцип применяется для
согласования с регуляторами сброса газа ограничения снизу расхода
топлива.
Применение селекторов, устраняющих зону совместной работы,
позволяет сохранить статическую точность и запасы устойчивости
регулирования, свойственные автономным регуляторам параметров.
Взаимодействие каналов управления при этом сохраняется на переходных
режимах, характер которых зависит от программ регулирования, способов
селекции и динамических свойств регуляторов.
Наиболее близкой к требуемым характеристикам является система
автоматического регулирования ГТД, содержащая в своем составе
измерители частоты вращения n, температуры газа за турбиной T4*,
регуляторы этих параметров, селектор минимума, исполнительное
устройство, воздействующее на расход топлива GТ.
Структурная схема САУ представлена на рисунке 6:
55
Рис. 6. САУ ГТД с селектором,
где:
Pn, PT – регуляторы частоты вращения и температуры;
Сел. min – селектор минимума;
ИУ – исполнительное устройство;
ГТД – газотурбинный двигатель;
Иn, ИT – измерители частоты вращения и температуры газа.
Работа селектора минимума описывается выражением:
U , при U1  U 2
U= 1
.
U
,
при
U

U
 2
2
1
(8)

или с учетом разности входных сигналов: = U1 - U2 следующим
образом:
U , при   0 1
U  1
 (U1  U 2   )  U 2  1( )
U 2 , при   0 2
.
Передаточные функции разомкнутых каналов:
WI (p)=Wn(p)WИУ(p)Hn(p)WИn(p);
WII (p)=WT(p)WИУ(p)HT(p)WИT(p).
Причем возможно, что:
WI(p)=WII(p)=W(p).
ГТД имеет различные динамические характеристики по выходным
параметрам относительно расхода топлива, а именно:
по частоте вращения ротора передаточная функция ГТД
A( p)
H n ( p) K nGТ
D( p ) ;
по температуре газа за турбиной передаточная функция ГТД
B( p)
H Т ( p )  K ТG T
D( p ) ,
K
где nGT - коэффициент передачи по n;
K TGT
- коэффициент передачи по T4*;
56
A(p), B(p), D(p) - полиномы, зависящие от конструктивных
особенностей ГТД.
Порядок полинома А(p) на единицу меньше порядка полинома D(p), а
порядок полинома B(p) равен порядку полинома D(p). Следовательно, как
видно из передаточных функций Hn(p) и HT(p) газотурбинный двигатель
является инерционным звеном по частоте вращения и практически
безынерционным по температуре газа.
Передаточная функция исполнительного устройства:
K (T p  1)
WИУ ( p)  ИУ ИУ
p
,
(9)
где КИУ - коэффициент передачи ИУ;
ТИУ- постоянная времени ИУ, то есть, исполнительное устройство
является изодромным звеном.
При этом:
K ИУ (TИУ p  1) K nGТ A( p) K1
WИУ ( p) H n ( p) 

pD( p)
p ;
K ИУ (TИУ p  1) K ТGТ B( p)
K 2 (T2 p  1)
pD( p)
p
,
где К1 - коэффициент передачи цепи: исполнительное устройство ГТД по частоте вращения ротора; К2 - коэффициент передачи цепи:
исполнительное устройство - ГТД по температуре газа; Т2 - постоянная
времени цепи: исполнительное устройство - ГТД по температуре газа.
Для получения необходимого качества регулирования частоты
вращения и температуры газа, регуляторы этих параметров должны иметь
следующие передаточные функции:
передаточная функция регулятора частоты вращения ротора ГТД:
Wn ( p)  K n ,
(10)
WИУ ( p) H Т ( p) 

передаточная функция регулятора температуры газа:
KТ
WT ( p) 
TТ p  1 ,
(11)
где Kn - коэффициент передачи регулятора частоты вращения; KT коэффициент передачи регулятора температуры газа; TT = T2 - постоянная
времени регулятора температуры газа.
Поведение UТ, а следовательно, и Т4* представлено на рис. 7. Как
видно из рисунка данная САР имеет низкую динамическую точность и
заброс по температуре газа за турбиной Т4*. Для устранения этого
недостатка, который заметно снижает ресурс ГТД, в структурную схему
САР ГТД необходимо ввести корректирующие цепи, обеспечивающие
более раннее переключение селектора на канал температуры и устранение
заброса.
57
Рис. 7. САУ с корректирующим устройством и без него.
Устранение заброса по температуре газа в данной САР
осуществляется путем коррекции задающего воздействия, поступающего
на вход регулятора температуры, причем эта коррекция осуществляется,
только при работе САР в режиме регулирования частоты вращения, а в
режиме регулирования температуры газа она выключается, не нарушая тем
самым работу регулятора.
На основе изученной информации, можно сделать вывод, что
существует множество видов систем регулирования ГТД, но принцип их
построения и функционирования мало, чем отличаются один от другого.
На основе этих принципов и будет проектироваться данная система. Она
будет аналого-цифровая. Т.е. система измерения будет цифровой, а
система регулирования аналоговой. Это объясняется тем, что аналоговые
устройства более надежны, но цифровые более точны. Система измерения
может быть преобразована в систему управления путем добавления цифроаналогового
преобразователя
(ЦАП)
в
обратную
связь
и
перепрограммирования микропроцессора.
Структурная схема и ее описание.
Структурная схема состоит из трех блоков (см. рис. 8):
1. Блок регулирования:
а. регуляторы частот вращения роторов низкого и высокого давлений,
температуры;
б. датчики частоты вращения роторов высокого и низкого давлений, а
также температуры газов за турбиной высокого давления;
в. электронный селектор минимума;
г. электронный селектор максимума;
д. блок ограничения Gт min ;
е. исполнительное устройство.
58
2. Резервная система индикации:
а. ключ;
б. частотомер;
в. индикаторы.
3. Система измерения и индикации:
а. коммутатор;
б. аналого-цифровой преобразователь;
в. микропроцессор;
г. преобразователь в интерфейс RS-232;
д. монитор.
Рис. 8. Структурная схема.
Схема представляет собой систему автоматического регулирования и
отображения информации, с резервной системой отображения
информации для повышения надежности для двухвального двигателя.
Расход топлива регулируется по трем каналам, это канал частоты
вращения роторов высокого и низкого давлений, а также канал
регулирования температуры газов за ротором высокого давления. Датчики
снимают соответствующие каналам сигналы и передают их на регуляторы.
Причем формирование установочного значения происходит в зависимости
*

от руд и Tвх . Далее с помощью селектора минимума исключается
взаимное влияние трех каналов. Селектор максимума предотвращает
тушение пламени в камере сгорания. Далее сигнал поступает на
исполнительное устройство электромагнитного типа, которое управляет
расходом топлива, а следовательно частотой вращения и температурой.
59
Система измерения представляет собой микропроцессорную систему.
Коммутатор коммутирует аналоговые сигналы и передает его на аналогоцифровой
преобразователь,
далее
сигнал
обрабатывается
микропроцессором и выдается на экран.
Резервная система индикации частоты вращения включает в себя
ключ, который позволяет экономить место, частотомер, индикаторная
система отображения информации.
В данной статье была рассмотрена
система автоматического
управления двухвальным газотурбинным двигателем с селектором.
Система включает в себя блок управления на основе микропроцессора,
блок регулирования, блок индикации, рассчитаны первичные
преобразователи частоты вращения, температуры. Подобраны элементы
системы, такие как: исполнительное устройство электромагнитного типа,
регуляторы частоты вращения ротора высокого и низкого давления, а
также регулятор температуры. Рассмотрен принцип работы селекторов
максимума и минимума. Система регулирования двухвального двигателя с
селектором промоделирована. При моделировании выяснилось, что
система устойчива и отвечает заданным техническим требованиям.
Литература.
1. Боднер В.А., Рязанов Ю.А., Шаймарданов Ф.А. Системы
автоматического управления двигателями летательных аппаратов. – М.:
Машиностроение, 2000.
2. Бойко
В.И.
Схемотехника
электронных
систем.
Микропроцессоры и микроконтроллеры. – СПб.: Санкт-Петербург, 2004.
3. Миловзоров О.В., Панков И.Г. Электроника. – М.: Высшая
школа, 2005.
4. Синяков А.Н., Шаймарданов Ф.А. Системы автоматического
управления летательными аппаратами и их силовыми установками. – М.:
Машиностроение, 2007.
5. Филипс Ч., Харбор Р. Системы управления с обратной связью. –
М.: Лаборатория базовых знаний, 2001.
60
Аннотация
Данная
работа
представляет
собой
разработку
системы
автоматического управления двухвальным газотурбинным двигателем с
селектором. Система регулирования является аналоговой. Она надежна и
проста. Система управления является цифровой, отвечает современным
требованиям. Проект включает в себя систему индикации, которая
выполнена на основе аналоговых элементов. Аналоговая часть
установлена в основном на старых самолетах. Поэтому данную работу
можно использовать при модернизации САУ ГТД самолетов старого
образца, таких летательных аппаратов немало, особенно в развивающихся
странах. Модернизация может проводиться путем добавления цифровой
части. В результате такого добавления повысится масса летательного
аппарата, но также повысится уровень комфортабельности и удобства
управления расходом топлива в двигателе. При разработке системы
использовалась ЭВМ, в частности пакеты Matlab, Office.
Приведены расчеты датчиков температуры и частоты вращения.
Работоспособность системы не гарантирована, потому что испытания
не проводились. Но данная структура может иметь место в авиации при
более тщательной разработке.
The given work represents system engineering of automatic control by the
engine with the selector. The regulation system is analog. It is reliable and
simple. The control system is digital, meets modern requirements. The project
includes system of indication which is executed on the basis of analog elements.
The analog part is established basically by old planes. Therefore the given work
can be used at modernization of planes of the old sample, it is a lot of such
flying machines, especially in developing countries. Modernization can be spent
by addition of a digital part. As a result of such addition the weight of the flying
machine will raise, but also level of comfortableness and convenience of
management of fuel consumption in the engine will raise. At system engineering
the computer, in particular packages Matlab, Office was used.
Calculations of gages of temperature and frequency of rotation are resulted.
The given work is actual, though doesn't comprise anything new. Working
capacity of system isn't guaranteed, because tests weren't spent. But the given
structure can take place in aircraft by more careful working out.
Ключевые слова
система автоматического управления, силовые установки летальных
аппаратов, область допустимых режимов работы системы, газотурбинный
двигатель, принцип селективности, аналоговая система регулирования,
цифровая система управления
automatic control system, power plants of lethal devices, area of admissible
modes of behavior of system, gas-turbine engine, principle of selectivity, analog
system of regulation, digital control system
61