Вопрос № 2. Системы управления двигателем и входным устройством.

Для решения задач регулирования и управления на двигателе имеется столько автоматических систем управления (регулирования), сколько регулируемых параметров имеет ГТД.

На установившихся режимах работы ГТД все его параметры остаются неизменными, на переходных режимах, вызванных любыми управляющими или возмущающими воздействиями, параметры процессов в двигателе меняются во времени. Время перехода с одного режима на другой, а также изменение параметров при этом зависят как от свойств автоматических устройств, так и от свойств собственно двигателя. Указанные свойства двигателя называются динамическими.

При неизменных условиях полета тяга и удельный расход топлива ТРД зависят от и температуры газов перед турбиной , а в случае ТРДФ еще от температуры в форсажной камере . Эти параметры процесса и являются основными регулируемыми параметрами этих двигателей.

Всережимные системы автоматического регулирования частоты вращения работают в диапазоне от до п_тах. В этих системах тоже имеется два регулятора: = const и регулятор п. Однако они работают не последовательно, имея каждый свой диапазон рабочих режимов, а параллельно. При этом регулятор = const выполняет как бы подсобную работу, обеспечивая во всем диапазоне режимов постоянный перепад давления на дозирующей игле (кране), положением которой всегда управляет регулятор п. При отказе регулятора п управление двигателем ведется только с помощью регулятора = const.

Дозвуковые воздухозаборники применяют на боевых, военно-транспортных и учебно-тренировочных самолетах, имеющих М 1. Внутренний канал воздухозаборника выполнен в форме расширяющегося канала (имеет входную часть — и диффузорный участок — ), в котором дозвуковой поток тормозится, а давление его повышается. На выходе из воздухозаборника его канал делают несколько сужающимся (конфузорный участок — ), что приводит к некоторому разгону потока и способствует выравниванию поля скоростей перед компрессором. Входная кромка воздухозаборника выполняется округленной для предотвращения срыва потока при изменении угла атаки.

При работе двигателя с дозвуковым входным устройством в полете сжатие воздуха начинается еще до входа в канал воздухозаборника (поток тормозится от скорости полета до скорости , равной примерно половине скорости полета). Доля сжатия воздуха от скоростного напора вне воздухозаборника на участке между сечениями Н—H и Вх.—Вх. составляет примерно 75%.

При таком способе торможения потока снижаются потери полного давления, так как на участке от сечения Н—Н до сечения Вх.—Вх. отсутствуют потери на трение и снижается скорость на входе в воздухозаборник, что уменьшает потери на трение в самом канале воздухозаборника.

Рис. 2. Зависимость коэффициента sm max сохранения полного давления в сверхзвуковом воздухозаборнике от числа М полёта

Рис. 3. Сверхзвуковые воздухозаборники: а – внешнего сжатия; б – смешанного сжатия; в – внутреннего сжатия

При выборе допустимой диффузорности, обеспечивающей безотрывное течение в канале, величины дозвуковых воздухозаборников составляют 0,96—0,98.

Сверхзвуковые воздухозаборники для самолетов с относительно небольшими сверхзвуковыми скоростями полета (до М 1,4) выполняются по типу дозвуковых воздухозаборников, но с заостренной входной кромкой. Такие воздухозаборники работают с прямым скачком уплотнения на входе. Однако при числах М полета больше 1,4—1,5 потери полного давления при торможении потока в прямом скачке начинают сильно возрастать. На рис. 2. представлена зависимость коэффициента сохранения полного давления от числа М полета для различных схем скачков: 1 — прямой, 2 — один косой и прямой, 3 — два косых и прямой, 4 — три косых и прямой. Для уменьшения потерь при больших сверхзвуковых скоростях полета необходимо тормозить поток в системе скачков. Число скачков п выбирают тем больше, чем больше расчетное число М полета самолета.

По принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока воздухозаборники подразделяются на воздухозаборники с внешним сжатием (рис.3,а), со смешанным сжатием (рис.3,6) и с внутренним сжатием (рис. 3, в).

Воздухозаборники смешанного и внутреннего сжатия не нашли пока широкого применения вследствие трудностей вывода их на расчетный режим работы в полете.

В воздухозаборниках с внешним сжатием торможение потока осуществляется последовательно в скачках уплотнения, расположенных до входа в канал воздухозаборника (рис. 4).

Рис. 4. Изменение давления р и числа М потока по сечениям воздухозаборника внешнего сжатия на расчетном режиме: а – противопожарные створки; б – впускные створки

Скачки уплотнения (два косых и один прямой) индуцируются поверхностью торможения (конусом или клином). На расчетном режиме работы воздухозаборника (при расчетной скорости полета М = М_р.вх все скачки фокусируются на переднюю кромку обечайки для обеспечения максимального расхода воздуха через воздухозаборник ( где F_BX = F_H).

При торможении потока в первом и втором косых скачках давление его повышается, а скорость остается сверхзвуковой (М₁>l и М₂>1). Переход к дозвуковому течению происходит на прямом скачке уплотнения (М₃<1). Если течение за прямым скачком уплотнения до двигателя оставить дозвуковым, то относительно небольшие возмущения от двигателя (компрессора) будут передаваться на вход воздухозаборника и могут привести к разрушению системы скачков уплотнения, появлению выбитой головной волны и возникновению неустойчивой работы воздухозаборника. Для исключения этого обычно за прямым скачком уплотнения канал воздухозаборника выполняют в форме сопла Лаваля, самое узкое место которого называют горлом воздухозаборника (сечение Г—Г). За горлом образуется сверхзвуковая зона течения. Переход к дозвуковому течению перед компрессором происходит в сложной системе скачков, которые условно заменяют одним эквивалентным замыкающим прямым скачком S.

Входное устройство необходимо регулировать и при изменении режима работы двигателя. Уменьшение частоты вращения двигателя (дросселирование двигателя) приводит к уменьшению приведенного расхода воздуха через компрессор. Противодавление за S-скачком повышается, и он перемещается к входу воздухозаборника. При значительном дросселировании двигателя появляется головная волна на входе в воздухозаборник, которая, удаляясь от плоскости входа, разрушает косые скачки, причем в различной степени. Это приводит к неравномерности полного давления по высоте канала воздухозаборника и выбросу воздуха на вход через области пониженного давления в районе обечайки — возникает неустойчивая работа, помпаж воздухозаборника. Помпаж воздухозаборника сопровождается сильными пульсациями потока. В эксплуатации этот режим работы воздухозаборника недопустим, так как может привести к выключению двигателя, разрушению его элементов или способствовать появлению неустойчивой работы компрессора. Предотвращение помпажа воздухозаборника при дросселировании двигателя возможно за счет уменьшения расхода воздуха через воздухозаборник. Для этого необходимо выдвинуть конус (увеличить /_к). Если выдвижения конуса недостаточно для обеспечения необходимого запаса устойчивости по помпажу, то можно перепустить часть воздуха из канала воздухозаборника мимо компрессора, открыв противопомпажные створки а. Увеличение частоты вращения двигателя снижает противодавление за S-скачком. Он перемещается в сторону компрессора, скорость сверхзвукового потока перед ним увеличивается (так как за горлом расширяющийся канал) и интенсивность S-скачка растет. Взаимодействие скачка с пограничным слоем приводит к отрыву пограничного слоя и появлению высокочастотных пульсаций. Этот вид неустойчивой работы называется зудом воздухозаборника. Работа воздухозаборника на этих режимах в эксплуатации не допускается.

Для устранения неустойчивой работы в форме зуда необходимо увеличить расход воздуха через воздухозаборник, т. е. убрать конус (уменьшить l_к).

При работе двигателя на земле (на взлете), когда отсутствует скоростной напор, потребный расход воздуха через двигатель больше, чем может обеспечить воздухозаборник. В канале воздухозаборника создается разрежение, а с передней кромки обечайки начинается срыв потока, что приводит к дополнительным потерям и снижению расхода воздуха. Устраняют эти нежелательные явления установкой взлетных (впускных) створок б, которые открываются внутрь канала воздухозаборника под разностью давлений и обеспечивают дополнительный подвод воздуха к компрессору, минуя входной канал воздухозаборника.

По конструкции входные устройства разнообразны. Это зависит от максимальной скорости летательного аппарата, размещения двигателей на летательном аппарате и принятой схемы воздухозаборника.

Для вертолетов и самолетов с дозвуковыми скоростями полета применяются нерегулируемые входные устройства, имеющие закругленные передние кромки и плавно расширяющийся канал (рис. 5, а).

Рис. 5. Конструктивные схемы нерегулируемых воздухозаборников:

а – дозвукового воздухозаборника: 1 – обечайка; 2, 3 – силовые элементы; 4, 5 – внутренняя и наружная обшивки; б – сверхзвукового: 1 – обтекатель (носки); 2 – точеные кольца; 3 – стойки

Силовой каркас такого устройства состоит из поперечных силовых элементов (шпангоутов) 3, продольных силовых элементов 2, внутренней 4 и наружной 5 обшивок. В передней части устанавливается обтекатель (обечайка) 1.

Воздухозаборники для самолетов с небольшими сверхзвуковыми скоростями полета (до М= 1,4 1,7) конструктивно выполняют так же, как и для дозвуковых самолетов, только входная кромка обечайки 1 выполняется заостренной. Воздухозаборники для самолетов с большими сверхзвуковыми скоростями полета (М > 1,6 1,7) имеют центральное тело — ступенчатый конус или клин. Такие воздухозаборники называются осесимметричными или плоскими. На рис. 5,б показана конструкция нерегулируемого осесимметричного воздухозаборника. Центральное тело крепится к обечайке стойками 3. Жесткость центрального тела обеспечивается точеными кольцами 2, носик 1 выполняется из жаропрочных материалов. Для предотвращения косого обдува в горизонтальном полете центральное тело может устанавливаться под углом у к оси фюзеляжа.

В регулируемом осесимметричном воздухозаборнике (рис.6.) передняя часть центрального тела перемещается в осевом направлении с помощью гидравлического силового привода (гидроцилиндра). Дополнительное регулирование осуществляется путем перепуска части воздуха в атмосферу или из атмосферы в воздухоподводящий канал через специальные створки (рис. 6, а).

Выпускные створки (рис. 6,6) открываются и закрываются с помощью гидроцилиндров, впускные створки цилиндров не имеют, они открываются и закрываются под действием перепада давлений воздуха.

На элементы конструкции входного устройства действуют газовые и массовые силы, вибрационные нагрузки и силы, возникающие при стесненном тепловом расширении деталей.

В настоящее время на входные устройства (кроме выполнения основных функций) возлагается еще одна, новая задача: очищать воздух от

Рис. 6. Схема регулируемого сверхзвукового воздухозаборника: а – впускные створки; б – протвопомпажные створки; 1 – корпус; 2 – опорная ферма; 3 – силовая труба; 4 – силовой цилиндр

механических примесей — пыли, песка, мелких камней и кусков бетона, а также птиц, попадающих на вход в воздухозаборник. Механические примеси, называемые также посторонними предметами, попадая в проточную часть двигателя, вызывают повреждения деталей, особенно лопаток компрессора.

Регулирование плоского воздухозаборника осуществляется путем изменения с помощью гидроцилиндров положения подвижных панелей, из которых состоит ступенчатый клин (рис. 7).

Рис. 7. Схема регулируемого плоского воздухозаборника: 1 – неподвижная панель; 2, 3, 4 – подвижные панели; 5 – силовые цилиндры; Г-Г – горло воздухозаборника

Пылевая эрозия лопаток компрессоров вертолетных ГТД и повреждения лопаток компрессоров самолетных двигателей приводят к преждевременному съему двигателей с эксплуатации. Для очистки воздуха от посторонних предметов во входном устройстве устанавливают защитные решетки, сетки, выполняют окна-ловушки на повороте воздушного потока, создают перед входным устройством защитные воздушные завесы и т. п.

Вывод: входные устройства ГТД предназначены для подвода воздуха к компрессору и осуществления процесса сжатия его за счет использования кинетической энергии набегающего воздушного потока.

Основным элементом входного устройства является воздухозаборник, за которым расположен канал подвода воздуха к двигателю.

Потери полного давления во входном устройстве оцениваются коэффициентом сохранения полного давления, а увеличение давления — степенью повышения давления во входном устройстве.