Вопрос № 3. Электрические регуляторы предельных температур газов за турбиной

Для предотвращения выхода температуры газов авиадвигателя за предельно допустимые значения на современных летательных аппаратах применяются электрические системы ограничения температуры газов ГГД. Функциональная схема такой системы типа РТ представлена на рис.4,а.

Термо-э.д.с. с 11 или 13 хромель-алюмелевых термопар ВТ соединенных параллельно, поступает на вход регулятора и сравнивается с опорным напряжением е_ОП задатчика ЗТ.

Если температура газов авиадвигателя отличается от величины, определяемой настройкой задатчика, то разность опорного напряжения и термо-э.д.с. подается на управляющую обмотку магнитного усилителя МУ, выполненного по дифференциальной схеме. Магнитный усилитель усиливает разностный сигнал Δe и преобразует его в сигнал переменного тока с частотой 2000 Гц. Усиленное напряжение, фаза которого зависит от полярности разностного сигнала, подается на вход полупроводникового фазочувствительного усилителя - детектора ФЧУ. Применение МУ и ФЧУ обеспечивает усиление слабых сигналов постоянного тока с достаточно высокой стабильностью коэффициента усиления на переменном токе.

Усиленное и выпрямленное напряжение ΔU₁ подается на второй каскад усиления, состоящий также из МУ и ФЧУ. С выхода ФЧУ второго каскада напряжение ΔU₂ подается на полупроводниковый симметричный триггер Т с одним устойчивым состоянием. Триггер управляет усилителем постоянного тока УПТ и полупроводниковым ключом ПК.

Рис. 4. Схема электрического регулятора предельных температур газов за турбиной: а – функциональная схема системы типа РТ; б – скважность импульсов на ИМ

Сигналы с УПТ ПК поступают в обмотки поляризованной магнитной системы исполнительного электромеханизма ИМ. С выходов Т и ПК на вход МУ второго каскада усиления подается сигнал инерционной отрицательной обратной связи ИООС, с помощью которой осуществляется широтно-импульсная модуляция напряжения, подаваемого на ИМ. Скважность импульсов на ИМ определяется величиной и знаком отклонения температура газов от настройки задатчика (рис.4,б). ИМ воздействует на элементы системы регулирования подачи топлива в авиадвигатель, предотвращая перегрев авиадвигателя. Для повышения точности работы при различных условиях полета в регуляторах температуры осуществляются коррекций задатчика либо по температуре газов на входе в компрессор, либо по частоте вращения ротора ГТД, либо по высоте полета и т.п.

Для предотвращения возможности выхода из строя авиадвигателя при отказах регулятора температуры в последнем осуществляется встроенный, контроль работоспособности с выдачей сигнала об отказе на световое табло экипажу и на отключение регулятора температуры от системы регулирования подачей топлива.

Система встроенного контроля осуществляет контроль работоспособности усилительно-преобразовательного тракта регулятора по величине скважности импульсов на ИМ. При скважности импульсов 0,8-0,9 для сигналов Δe обеих полярностей включается система защиты, которая при достижении скважности значения 1,0 выдает аварийный сигнал.

Принцип, контроля исправности цепи батареи термопар, поясняется схемой на рис.5. К батарее термопар ТП подключается через высокоомный резистор R_к напряжение U_к переменного тока. С учетом малого сопротивления термопар все напряжение U_к падает на R_к и в обмотку управления W_у магнитного усилителя МУ первого каскада регулятора сигнал переменного тока не поступает.

Рис. 5. Схема контроля исправности цепи батареи термопар

Терморезистор R_тк служит для компенсации термо-э.д.с. "холодного спая" термопар, а на резисторе R_оп формируется напряжение e_ОП, задающее ограничиваемую температуру. Таким образом, при исправной цепи термопар в обмотку W_у поступает лишь сигнал Δe постоянного тока.

При обрыве цепи батареи термопар напряжение U_к обеспечивает протекание через W_у переменного тока, который приводит к появлению в одной из обмоток МУ первого каскада (на схеме не показано) сигнала переменного тока. Этот сигнал после выпрямления поступает на одну из обмоток управления МУ второго каскада и запирает его, обеспечивая скважность 1,0 и срабатывание системы контроля работоспособности регулятора температуры с его последующим отключением.

Вывод: для предотвращения выхода температуры газов авиадвигателя за предельно допустимые значения на современных летательных аппаратах применяются электрические системы ограничения температуры газов ГГД.

Вопрос № 4. Электрические устройства противопомпажных систем

При несоответствии режима работы авиадвигателя условиям полета, при попадании в воздухозаборник выхлопных газов от бортового реактивного оружия, при отказах системы управления силовой установкой может возникнуть помпаж, сопровождающийся резкими колебаниями давления по тракту авиадвигателя и резким возрастанием температуры газов перед турбиной.

Помпаж это неустойчивая работа двигателя, которая проявляется в нарушении газодинамической устойчивости его работы, сопровождающейся хлопками в воздухозаборнике из-за противотока газов, дымлением выхлопа двигателя, резким падением тяги и мощной вибрацией, которая способна разрушить двигатель.

Для предупреждения и устранения помпажа авиадвигателя применяются противопомпажные системы, которые производят кратковременную отсечку подачи топлива в основную камеру сгорания с последующим восстановлением исходного режима за счет включения соответствующих агрегатов запуска и топливной автоматики.

Работа электрифицированной противопомпажной системы типа БПС поясняется схемой на рис.6.

При полете со скоростью М>1,15 по сигналу от сигнализатора числа М полета СМ, а на высотах H>3000 м при любой скорости полета по сигналу сигнализатора высоты СВ через ключ Кл1, выполненный на электромагнитных реле, подготавливается к работе сигнализатор появления помпажа СПП.

В момент появления помпажа срабатывает СПП и сигнал через ключ Кл2 поступает на релейное логическое устройство ЛУ1, на выходе которого включен генератор импульсов ГИ. Генератор импульсов преобразует непрерывный сигнал в импульсный с длительностью импульсов t_и = 0,15с и с паузой t_п = 0,1 с. Через выходной коммутатор ВК! импульсный сигнал подается на обмотку электромагнита прекращения помпажа ЭМПП, который осуществляет периодическую отсечку подачи топлива. Одновременно сигнал с ЛУ1 подается на логическое устройство ЛУ2, которое через ключ Кл4 и выходной коммутатор ВК2 включает в работу автомат запуска двигателя АПД и блок управления режимами АБУ.

Через 2 с после срабатывания СПП логическое устройство ЛУ1 закрывает ключ Кл2, прекращая работу ГИ и, следовательно, ЭМПП. Через 5 с после срабатывания СПП логическое устройство ЛУ2 закрывает ключ Кл4, в результате чего все элементы приходят в исходное состояние.

Если появление сигнала СПП сопровождается сигналом с РТ, свидетельствующим о забросе температуры газов Т4* , то в этом случае после срабатывания ключа Кл4 открывается ключ КлЗ и сигнал с регулятора температуры РТ поступает на ЛУ1. Это обеспечивает работу ГИ и ЭМПП независимо от состояния Кл2. Выключение ЭМПП в этом случае происходит одновременно с окончанием сигнала о забросе температуры о РТ. Все остальные элементы отключатся с помощью ЛУ2 через 5 с после окончания работы ЭМПП.

При работе системы по сигналу "Пуск" от боевой кнопки БК через ЛУ2 включается Кл4. Сигналы управления подаются на Кл1, КлЗ, ВК2. Происходит отключение на 5с питания сигнализатора СПП, отключение на 2,4с цепи прохождения сигнала с РТ, включение на 5 с автоматики запуска форсажной камеры (если двигатель работает на форсажных режимах). В этом случае противопомпажная система обеспечивает работу ЭМПП и защиту двигателя от перегрева только по сигналу с РТ не ранее чем через 2, 4с, и не позднее чем через 5с, а по сигналу СПП через 5с после нажатия на БК.

Принцип действия СПП поясняется рис.7. При резком падении давления P2* за компрессором мембрана 1 прогибается вверх и замыкает контакты 7 и 8 цепи электрического сигнала.

Для исключения колебаний мембраны 1 при резком повышении давления Р2* служит мембрана 2, которая, прогибаясь вверх, открывает клапан 6 и через канал 5 выравнивает давление сверху и снизу мембраны 1.

При плавном изменении давления воздух успевает пройти через жиклер 4, выравнивая давление сверху и снизу, в результате чего контакты 7 и 8 не замыкаются. Фильтр 3 служит для предотвращения попадания пыли в сигнализатор.

Рис. 6. Схема электрифицированной противопомпажной системы типа БПС

Рис. 7. Принцип действия СПП

Вывод: при несоответствии режима работы авиадвигателя условиям полета, при попадании в воздухозаборник выхлопных газов от бортового реактивного оружия, при отказах системы управления силовой установкой может возникнуть помпаж, сопровождающийся резкими колебаниями давления по тракту авиадвигателя и резким возрастанием температуры газов перед турбиной. Для предупреждения и устранения помпажа авиадвигателя применяются противопомпажные системы, которые производят кратковременную отсечку подачи топлива в основную камеру сгорания с последующим восстановлением исходного режима за счет включения соответствующих агрегатов запуска и топливной автоматики.