Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .

Смотреть что такое "" в других словарях:

система автоматического управления ГТД Энциклопедия «Авиация»

система автоматического управления ГТД - система автоматического управления ГТД — совокупность устройств, автоматически обеспечивающих выполнение с требуемой точностью выбранных программ управления газотурбинным двигателем летательного аппарата на установившихся и переходных… … Энциклопедия «Авиация»

система - 4.48 система (system): Комбинация взаимодействующих элементов, организованных для достижения одной или нескольких поставленных целей. Примечание 1 Система может рассматриваться как продукт или предоставляемые им услуги. Примечание 2 На практике… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

САУ ГТД - система автоматического управления газотурбинным двигателем

Принципы построения систем топливопитания и автоматики авиационных ГТД

Учебное пособие

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

1. 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.

При испытаниях определяются характеристики топливной системы и подтверждается работоспособность ее агрегатов в течение заданного времени, в том числе при отсутствии очистки топлива в топливном фильтре. Для этого в топливо добавляется определенное количество загрязняющих веществ. Проверяется также работоспособность агрегатов на топливе, насыщенном водой, во всем рабочем диапазоне расходов и давлений.

Для проверки возможности кавитационной эрозии деталей при испытаниях должны быть воспроизведены условия, способствующие ее возникновению, в частности производится насыщение топлива воздухом в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации. Определение кавитационных характеристик агрегатов должно проводиться на «свежем» топливе, подаваемом из отдельного бака, чтобы газонасыщенность топлива не уменьшалась в процессе испытаний.

Весьма эффективными для выявления дефектов являются вибрационные испытания функционирующих агрегатов САУ (испытания на виброустойчивость). Воздействие синусоидальных вибраций выявляет до 30% дефектов, а случайных вибраций за небольшое время - более 80% дефектов. При испытании с воздействием вибраций по одной оси выявляется примерно 60%. .70% дефектов, по двум осям - 70%. .90%, а по трем - до 95%.

Полунатурные стенды с обратной связью позволяют проводить исследования характеристик САУ и отдельных ее агрегатов при работе в замкнутой схеме. Это обеспечивается сопряжением аппаратуры САУ с математической моделью ГТД, работающей в реальном времени. Основой стенда являются регулируемый по частоте вращения электропривод постоянного тока для насосов, регуляторов, датчиков и других приводных устройств и вычислительный комплекс с математической моделью двигателя, позволяющей воспроизводить его характеристики по всем регулируемым параметрам и управляющим органам. Работа стенда обеспечивается рядом технологических систем: топливной, воздушной (для высокого давления и вакуумной), масляной, водоснабжения, вентиляции, пожаротушения.

Сигналы, характеризующие изменение измеряемых в САУ параметров для регулирования и контроля, поступают из модели двига

теля на преобразователи-имитаторы датчиков, на выходе которых характеристики сигналов соответствуют получаемым с датчиков САУ. Эти сигналы подаются на входы агрегатов системы управления (электронных, гидромеханических, пневматических) и на блок управления электроприводами, служащими для имитации вращения валов двигателя. От вала одного из электродвигателей вращение передается в двигательную коробку приводов, а через нее - на приводные агрегаты САУ и топливной системы, установленные на стенде.

Регуляторы двигателя

Регуляторы двигателя на стенде, как и при работе на двигателе, взаимодействуют со всеми устройствами, входящими в САУ (преобразователями, насосами, приводами органов механизации проточной части двигателя), формируя управляющие воздействия на двигатель. Для ввода в математическую модель двигателя сигналов, характеризующих эти воздействия, на стенде имеются преобразователи, осуществляющие необходимое преобразование и нормирование регулирующих факторов.

Нагрузки на регулирующие органы двигателя имитируются с помощью системы силовой загрузки. Компенсацию динамических погрешностей стендовых преобразователей осуществляет заложенная в компьютер стенда программа обеспечения динамики стенда. В комплекс стендового оборудования входят устройства для задания внешних воздействий на аппаратуру САУ (вибростенд, термобарокамера). Анализ результатов испытаний, в том числе экспресс-анализ, обеспечивает автоматизированная система сбора и обработки информации.

Мощность силовых электроприводов стенда составляет 20. .600 кВт, точность поддержания частоты вращения на установившихся режимах 0,1%. .0,2%, диапазон устойчивого поддержания частоты вращения 10%. .110%, время изменения частоты вращения от 5% до 100% - 0,5. .0,8 с. Физическая частота вращения выходных валов приводов соответствует частоте вращения роторов двигателя, система управления которого испытывается на стенде.

В гидросистеме загрузки силовых органов управления используются плунжерные насосы регулируемой производительности (по числу загружаемых приводов), которые могут работать каждый отдельно и параллельно на одного потребителя. Рабочая жидкость в этой системе - самолетная гидросмесь с давлением ртах = 21 МПа и объемным расходом жидкости Q = 1. 8 л/с.

Необходимая точность воспроизведения характеристик двигателя с помощью стендовой математической модели составляет 1%. .3% на установившихся режимах работы и 5%. .7% - на переходных.

На стенде агрегаты САУ могут устанавливаться в двух вариантах: путем полного воспроизведения компоновки агрегатов на двигателе (для этого может использоваться двигатель-имитатор, привод валов которого осуществляется через редуктор от электроприводов стенда) или на отдельно установленной штатной коробке приводов.

Подобные стенды позволяют определять характеристики систем и агрегатов на установившихся и переходных режимах работы в замкнутой и разомкнутой схемах, проводить анализ располагаемых запасов устойчивости регулирования, выполнять отработку взаимодействия отдельных контуров и агрегатов, исследовать влияние возмущений и внешних факторов, работоспособность САУ при отказах.

ВВЕДЕНИЕ

Газотурбинные двигатели (ГТД) за шестьдесят лет своего развития стали основным типом двигателей для воздушных судов современной гражданской авиации. Газотурбинные двигатели - классический пример сложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в условиях высоких температур и механических нагрузок. Высокоэффективная и надежная эксплуатация авиационных газотурбинных силовых установок современных воздушных судов невозможна без применения специальных систем автоматического управления (САУ). Крайне важно отслеживать рабочие параметры двигателя, управлять ими для обеспечения высокой надежности работы и длительного срока его эксплуатации. Следовательно, огромную роль играет выбор автоматической системы управления двигателем.

В настоящее время в мире широко используются воздушные суда, на которых устанавливаются двигатели V поколения, оборудованные новейшими системами автоматического управления типа FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). На авиационных газотурбинных двигателях первых поколений устанавливались гидромеханические САУ.

Гидромеханические системы прошли долгий путь развития и совершенствования, начиная от простейших, основанных на управлении подачей топлива в камеру сгорания (КС) при помощи открытия/закрытия отсечного клапана (вентиля), до современных гидроэлектронных, в которых все основные функции регулирования производятся с помощью гидромеханических счётно-решающих устройств, и только для выполнения некоторых функций (ограничение температуры газа, частоты вращения ротора турбокомпрессора и др.) используются электронные регуляторы. Однако сейчас этого не достаточно. Для того, чтобы соответствовать высоким требованиям безопасности и экономичности полетов, необходимо создавать полностью электронные системы, в которых все функции регулирования выполняются средствами электронной техники, а исполнительные органы могут быть гидромеханическими или пневматическими. Такие САУ способны не просто контролировать большое число параметров двигателя, но и отслеживать их тенденции, управлять ими, тем самым, согласно установленным программам, задавать двигателю соответствующие режимы работы, взаимодействовать с системами самолета для достижения максимальной эффективности. Именно к таким системам относится САУ FADEC.

Серьезное изучение устройства и работы систем автоматического управления авиационных ГТД является необходимым условием правильности оценки технического состояния (диагностики) АС управления и их отдельных элементов, а также безопасной эксплуатации САУ авиационных газотурбинных силовых установок в целом.

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМАХ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫМИ ГТД

Назначение систем автоматического управления

газотурбинный двигатель топливо управление

САУ предназначена для (рис. 1):

Управления запуском двигателя и его выключения;

Управления режимом работы двигателя;

Обеспечения устойчивой работы компрессора и камеры сгорания (КС) двигателя на установившихся и переходных режимах;

Предотвращения превышения параметров двигателя выше предельно допустимых;

Обеспечения информационного обмена с системами самолета;

Интегрированного управления двигателем в составе силовой установки самолета по командам из самолетной системы управления;

Обеспечения контроля исправности элементов САУ;

Оперативного контроля и диагностирования состояния двигателя (при объединенной САУ и системы контроля);

Подготовки и выдачи в систему регистрации информации о состоянии двигателя.

Обеспечение управлением запуска двигателя и его выключением. На запуске САУ выполняет следующие функции:

Управляет подачей топлива в КС, направляющим аппаратом (НА), перепусками воздуха;

Управляет пусковым устройством и агрегатами зажигания;

Защищает двигатель при помпаже, срывах в компрессоре и от перегрева турбины;

Защищает пусковое устройство от превышения предельной частоты вращения.

Рис. 1.

САУ обеспечивает выключение двигателя с любого режима работы по команде пилота или автоматически при достижении предельных параметров, кратковременное прекращение подачи топлива в основную КС при потере газодинамической устойчивости компрессора (ГДУ).

Управление режимом работы двигателя. Управление производится по командам пилота в соответствии с заданными программами управления. Управляющим воздействием является расход топлива в КС. При управлении поддерживается заданный параметр регулирования с учетом параметров воздуха на входе в двигатель и внутридвигательных параметров. В многосвязных системах управления также может управляться геометрия проточной части для реализации оптимального и адаптивного управления с целью обеспечения максимальной эффективности комплекса «СУ - летательный аппарат».

Обеспечение устойчивой работы компрессора, КС двигателя на установившихся и переходных режимах. Для устойчивой работы компрессора и КС осуществляется автоматическое программное управление подачей топлива в камеру сгорания на переходных режимах, управление клапанами перепуска воздуха из компрессора или за компрессором, управление углом установки поворотных лопаток ВНА и НА компрессора. Управление обеспечивает протекание линии рабочих режимов с достаточным запасом газодинамической устойчивости компрессора (вентилятора, подпорных ступеней, КНД и КВД). Для предотвращения превышения параметров при потере ГДУ компрессора применяется противопомпажная и противосрывная системы.

Предотвращение превышения параметров двигателя выше предельно допустимых. Под предельно допустимыми понимаются максимально возможные параметры двигателя, ограниченные по условиям выполнения дроссельных и высотно-скоростных характеристик. Длительная работа на режимах с предельно допустимыми параметрами не должна приводить к разрушению деталей двигателя. В зависимости от конструкции двигателя автоматически ограничиваются:

Предельно допустимая частота вращения роторов двигателя;

Предельно допустимое давление воздуха за компрессором;

Максимальная температура газа за турбиной;

Максимальная температура материала рабочих лопаток турбины;

Минимальный и максимальный расход топлива в КС;

Предельно допустимая частота вращения турбины пускового устройства.

В случае раскрутки турбины при обрыве ее вала производится автоматическое выключение двигателя с максимально возможным быстродействием клапана отсечки топлива в КС. Может быть применен электронный датчик, фиксирующий превышение пороговой частоты вращения, или механическое устройство, которое фиксирует взаимное окружное смещение валов компрессора и турбины и определяет момент обрыва вала для выключения подачи топлива. При этом управляющие устройства могут быть электронными, электромеханическими или механическими.

В конструкции САУ должны быть предусмотрены надсистемные средства защиты двигателя от разрушений при достижении предельных параметров в случае выхода из строя основных каналов управления САУ. Может быть предусмотрен отдельный агрегат, который при достижении предельного для надсистемного ограничения значения какого-либо из параметров с максимальным быстродействием выдает команду на отсечку топлива в КС .

Информационный обмен с системами самолета. Информационный обмен осуществляется по последовательным и параллельным каналам информационного обмена.

Выдача информации в контрольно-проверочную и регулировочную аппаратуру. Для определения исправного состояния электронной части САУ, поиска неисправностей, эксплуатационной регулировки электронных агрегатов в комплекте принадлежностей двигателя имеется специальный пульт контроля, проверки и регулировки. Пульт применяется при наземных работах, в некоторых системах устанавливается на борту самолета. Между САУ и пультом осуществляется информационный обмен по кодовым линиям связи через специально подсоединяемый кабель.

Интегрированное управление двигателем в составе СУ самолета по командам из самолетной системы управления. С целью получения максимальной эффективности работы двигателя и самолета в целом интегрируют управление двигателем и другими системами СУ. Системы управления интегрируют на базе бортовых цифровых вычислительных систем, объединенных в систему управления бортовым комплексом. Интегрированное управление осуществляется корректировкой программ управления двигателем от системы управления СУ, выдачей параметров двигателя для управления воздухозаборником (ВЗ). По сигналу от САУ ВЗ выдаются команды на установление элементов механизации двигателя в положение повышения запасов ГДУ компрессора. Для предотвращения срывов в управляемом ВЗ при изменении режима полета режим двигателя соответственно корректируется или фиксируется.

Контроль исправности элементов САУ. В электронной части САУ двигателя автоматически контролируется исправность элементов САУ. При отказе элементов САУ информация о неисправностях выдается в систему контроля СУ самолета. Выполняется реконфигурация программ управления и структуры электронной части САУ для сохранения ее работоспособности.

Оперативный контроль и диагностирование состояния двигателя. САУ, интегрированная с системой контроля выполняет дополнительно следующие функции:

Прием сигналов от датчиков и сигнализаторов двигателя и самолета, их фильтрацию, обработку и выдачу в бортовые системы индикации, регистрации и другие системы самолета, преобразование аналоговых и дискретных параметров;

Допусковый контроль измеренных параметров;

Контроль параметра тяги двигателя на взлетном режиме;

Контроль работы механизации компрессора;

Контроль положения элементов реверсивного устройства на прямой и обратной тяге;

Расчет и хранение информации о наработке двигателя;

Контроль часового расхода и уровня масла при заправке;

Контроль времени запуска двигателя и выбега роторов КНД и КВД при останове;

Контроль систем отбора воздуха и системы охлаждения турбины;

Виброконтроль узлов двигателя;

Анализ тенденций изменения основных параметров двигателя на установившихся режимах.

На рис. 2 схематично представлен состав агрегатов системы автоматического управления ТРДД.

При достигнутом в настоящее время уровне параметров рабочего процесса авиационных ГТД дальнейшее улучшение характеристик силовых установок связано с поиском новых путей управления, с интеграцией САУ АД в единую систему управления самолетом и двигателем и их совместным управлением в зависимости от режима и этапа полета. Такой подход становится возможным при переходе к электронным цифровым системам управления двигателем типа FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), т.е. к системам, в которых электроника осуществляет управление двигателем на всех этапах и режимах полета (системам с полной ответственностью) .

Преимущества цифровой системы управления с полной ответственностью перед гидромеханической системой управления очевидны:

Система FADEC имеет два независимых канала управления, что значительно повышает ее надежность и исключает необходимость многократного резервирования, снижает ее вес;

Рис. 2.

Система FADEC осуществляет автоматический запуск, работу на установившихся режимах, ограничение температуры газа и скорости вращения, запуск после погасания камеры сгорания, антипомпажную защиту за счет кратковременного снижения подачи топлива, она функционирует на основе данных разного типа, поступающих от датчиков;

Система FADEC обладает большей гибкостью, т.к. количество и сущность выполняемых ею функций можно увеличивать и изменять с помощью введения новых или корректировки существующих программ управления;

Система FADEC значительно снижает рабочие нагрузки для экипажа и обеспечивает применение широко распространенной техники электропроводного (fly-by-wire) управления самолетом;

В функции системы FADEC входит мониторинг состояния двигателя, диагноз отказов и информация о техобслуживании всей силовой установки. Вибрация, рабочие характеристики, температура, поведение топливных и масляных систем - одни из многих эксплуатационных аспектов, мониторинг которых обеспечивает безопасность, эффективный контроль ресурса и снижение расходов на обслуживание;

Система FADEC обеспечивает регистрацию наработки двигателя и повреждаемости его основных узлов, наземный и походный самоконтроль с сохранением результатов в энергонезависимой памяти;

Для системы FADEC отсутствует необходимость регулировок и проверок двигателя после замены какого-либо из его узлов.

Система FADEC также:

Управляет тягой на двух режимах: ручном и автоматическом;

Контролирует расход топлива;

Обеспечивает оптимальные режимы работы, управляя течением воздуха по тракту двигателя и регулируя зазор за рабочими лопатками ТВД;

Контролирует температуру масла интегрированного привод-генератора;

Обеспечивает выполнение ограничений по работе системы реверса тяги на земле.

На рис. 3 наглядно продемонстрирован широкий спектр функций, выполняемых САУ FADEC.

В России САУ этого типа разрабатываются для модификаций двигателей АЛ-31Ф, ПС-90А и ряда других изделий.

Рис. 3. Назначение цифровой системы управление двигателем с полной ответственностью

Несмотря на многообразие систем запуска газотурбинных двигателей, они все имеют стартер, обеспечивающий предварительную прокрутку ротора двигателя, источник энергии, необходимый для работы стартера, устройства, обеспечивающие подачу топлива и зажигание горючей смеси в камерах сгорания, агрегаты, обеспечивающие автоматизацию процесса запуска. Наименование систем запуска определяется типом стартера и источником питания.

К системам запуска предъявляются следующие основные требования, которые направлены на обеспечение:

надежного и устойчивого запуска двигателя на земле в диапазоне температур окружающего воздуха от - 60 до +60 °С. Допускается предварительный подогрев ТРД при температуре ниже - 40 °С, аТВД - ниже - 25 °С;

надежного запуска двигателя в полете во всем диапазоне скоростей и высот полета;

продолжительности запуска ГТД, не превышающей 120 с, а для поршневых 3...5 с;

автоматизации процесса запуска, т. е, автоматического включения и выключения всех устройств и агрегатов в процессе запуска двигателя;

автономности системы запуска, минимальных затрат энергии на один запуск;

возможности многократного запуска;

простоты конструкции, минимальных габаритных размеров и массы, удобства, надежности и безопасности в эксплуатации.

В настоящее время наибольшее применение находят системы запуска, в которых для предварительной прокрутки ротора двигателя используются электрические и воздушные стартеры. Соответственно и системы получили название - электрические и воздушные. Источники энергии стартеров могут быть бортовыми, аэродромными и комбинированными.

Автоматизация процесса запуска двигателей может осуществляться по временной программе независимо от внешних условий, по частоте вращения ротора двигателя и по комбинированной программе, где одни операции выполняются по времени, а другие по частоте вращения.

При выборе типа системы запуска для того или иного двигателя учитываются многие факторы, наиболее существенными из которых являются: мощность стартера, масса, габаритные размеры и надежность системы запуска.

Электрическими системами запуска двигателей называются такие системы, в которых в качестве стартеров используются электродвигатели. Для запуска ГТД применяются электростартеры прямого действия, у которых осуществляется непосредственная связь через механическую передачу с ротором двигателя. Электростартеры рассчитаны на кратковременную работу. В последнее время получили широкое применение стартер-генераторы, которые при запуске двигателя выполняют функцию стартеров, а после запуска - функцию генераторов.

Электрические системы запуска достаточно надежны в работе, просты в управлении, позволяют легко автоматизировать процесс запуска, а также просты и удобны в обслуживании. Они используются для запуска двигателей, имеющих сравнительно небольшие моменты инерции, или когда время вывода их на режим малого газа сравнительно велико. Для запуска двигателей с большими моментами, инерции или при сокращенном времени выхода на режим малого газа требуется увеличение мощности стартеров. Для электрических систем характерно значительное увеличение их массы и габаритных размеров при увеличении мощности стартера, что вызывается как увеличением массы самих стартеров, так и источников питания. В этих условиях массовые характеристики электрических систем могут оказаться значительно хуже других систем запуска.