Искусство
Языки
Языкознание
Вычислительная техника
Информатика
Финансы
Экономика
Биология
Сельское хозяйство
Психология
Ветеринария
Медицина
Юриспруденция
Право
Физика
История
Экология
Промышленность
Энергетика
Этика
Связь
Автоматика
Математика
Электротехника
Философия
Религия
Логика
Химия
Социология
Политология
Геология
Теория авиационных двигателей (РИО). Меньшей массой (по сравнению с поршневыми двигателями) при данной мощности
 Скачать 16.59 Mb.
|
|
5.4. ОСОБЕННОСТИ РЕГУЛИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТНЫХ ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Рис. 5.6. Примерная программа регулирования вертолетного ТВаД в широком диапазоне изменения РШГ У современных турбовальных ГТД со свободной турбиной угол установки лопастей несущего винта н.в и частота вращения его ротора nн.в практически не влияют на характеристики газогенератора. Это справедливо для двигателей с нерегулируемыми компрессорами или в случаях, когда компрессор ГГ регулируется только в зависимости от приведенной частоты вращения ротора ГГ , а турбина ГГ является «запертой» сопловым аппаратом первой ступени свободной турбины, который выполняет роль дросселя с неизменной площадью проходного сечения. При этих условиях режим работы ГГ задается только одним управляющим фактором – расходом топлива Gт и, следовательно, его САУ является однопараметрической. Типовая программа управления вертолетного ТВаД в зависимости от угла установки рычага управления (в данном случае – рычага «шаг–газ» РШГ) представлена на рис. 5.6. В основном эксплуатационном диапазоне режимов работы двигателя (от 2 до 3) программа обеспечивает постоянство частоты вращения свободной турбины nс.т = const. При пилотировании вертолета летчик с целью регулирования тяги несущего винта изменяет угол установки (шаг) его лопастей, а в соответствии с этим САУ ГГ изменяет подачу топлива (газ) двигателя. При увеличении Gт возрастают nт.к, , параметры газа перед свободной турбиной и повышается мощность на валу свободной турбины, которая через трансмиссию передается несущему и рулевому винтам. Такая система управления получила наименование «шаг-газ». Условие поддержания nс.т = const диктуется требованиями безопасности полетов и удобства пилотирования. Это связано с тем, что при nс.т = const обеспечивается возможность быстрого увеличения тяги несущего винта, т.к. не требуются затраты времени на раскрутку несущего винта, имеющего очень большой момент инерции. И только на пониженных режимах, когда несущий винт становится на упор минимального шага (при 2, см. рис. 5.6) nс.т начинает снижаться и nт.к тоже уменьшается – вплоть до режима МГ (при = 1). Рис. 5.7. Зависимость параметров ТВаД со свободной турбинной от загрузки несущего винта На рис. 5.7 представлена зависимость параметров двигателя (в диапазоне изменения от 2 до 3) от угла установки несущего винта н.в. Ее принято называть нагрузочной характеристикой несущего винта. При увеличении, например, н.в нарушается баланс потребной и располагаемой мощностей на выходном валу, что приводит к снижению частоты вращения свободной турбины nс.т. Входящий в состав САУ двигателя регулятор частоты вращения несущего винта реагирует на снижение nс.т увеличением подачи топлива в камеру сгорания Gт. При этом ГГ переходит на повышенный режим работы, характеризуемый более высокими значениями параметров рабочего процесса nт.к, nт.к.пр, и мощности Nе (рис. 5.7). Происходит восстановление баланса мощностей, что приводит к восстановлению заданной частоты вращения свободной турбины. Существует режим максимальной загрузки несущего винта н.в.max (при nс.т=const), который характеризуется тем, что один из ограничиваемых параметров двигателя достигает предельно допустимой величины по условиям надежной работы двигателя. Тогда соблюдение условия nс.т=constпри дальнейшем увеличении н.в становится невозможным. При дальнейшей загрузке несущего винта в области н.в > н.в.max вступает в действие ограничитель, блокирующий работу регулятора nс.т = const, и начинает осуществляться подача топлива из условия поддержания неизменного значения ограничиваемого параметра. Тогда nс.т начинает падать. Но если система управления ГГ является однопараметрической, то поддержание в области н.в > н.в.max постоянства одного из ограничиваемых параметров (при ТН = const) обеспечивает неизменность остальных его параметров, а мощность Nе меняется незначительно (только в соответствии с изменением КПД свободной турбины с.т). Рассмотрим, какие параметры могут приниматься за параметры ограничения. Как и в других типах ГТД, ограничение может назначаться по =; nт.к = nт.к.max; nт.к.пр = nт.к.пр.max. Первые два ограничения обусловлены условиями прочности, а третье – газодинамической устойчивостью компрессора. Помимо указанных общепринятых для всех типов ГТД ограничений, у турбовального ГТД имеется еще одно специфическое ограничение: по максимальной мощности на валу двигателя Nе = Nе max. Поясним смысл этого ограничения. Для турбовальных ГТД характерно уменьшение располагаемой мощности Ne с увеличением высоты полета. А мощность, потребная для полета вертолета, с высотой полета возрастает. Поэтому для обеспечения полета вертолетов с полной полезной нагрузкой на требуемых высотах приходится устанавливать на них более мощные двигатели, чем это требуется для полета при Н = 0. Тогда на высотах, меньших расчетной, двигатель обладает значительным избытком мощности. Этот избыток мощности является излишним – он не может быть использован для улучшения летных характеристик вертолета. Но выход двигателя при Н < Нр на эти повышенные мощности недопустим, так как представляет опасность для прочности самого двигателя, редуктора и трансмиссии, которые в целях снижения массы редуктора и трансмиссии вертолета рассчитываются на Nе max = Nе р. Поэтому у вертолетных ГТД в качестве ограничиваемой величины принимают максимальную мощность на валу двигателя Nе max при Н = Нр, а на высотах полета, меньших расчетной, и в любых других условиях вводят в качестве ограничения по прочности требование Nе Nе max. Для того чтобы выяснить, какой из перечисленных ограничиваемых параметров достигает предельного значения при конкретных величинах температуры ТН и давления рН, рассмотрим работу двигателя на режимах ограничения, включая режим максимальной загрузки несущего винта. 5.5. ПРОГРАММЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД НА РЕЖИМАХ ОГРАНИЧЕНИЯ Имея характеристики ГГ ТВаД и установив предельные значения ограничиваемых параметров nт.к.пр.max, nт.к.max и , можно построить линию предельных режимов работы ГГ. Режим работы ГГ с однопараметрической САУ полностью определяется заданием какого-либо одного параметра, например, величины nт.к.пр. Поэтому в качестве программы управления ГГ на предельных режимах можно рассматривать зависимость максимально допустимых (ограничиваемых) значений параметра (nт.к.пр)огр от температуры на входе в ГГ. Для вертолетных ГТД, вследствие малых скоростей полета, вместо температуры принято рассматривать температуру ТН. На рис. 5.8 а представлены зависимости (nт.к.пр)огр= f(ТН), где линия 1-2-3-4 является линией предельных режимов (ЛПР) для ГГ турбовального двигателя. Здесь предельная линия имеет три участка: 1-2 – для nт.к.пр.max, 2-3 – для nт.к. max, 3-4 – для . Эти линии между собой пересекаются, что позволяет выделить в данном случае три области режимов ограничения для ГГ (по Kу.min, nт.к..max и ) и определить, используя ЛПР, диапазоны температур ТН, при которых достигаются предельные значения каждого из указанных ограничиваемых параметров. В этом случае для ГГ при низких значениях Тн (при ТН < ) наступает ограничение по Kу.min. Этот диапазон температур соответствует nт.к.пр.max = const. В интервале температур от ТН2 до ТН 3 должно выдерживаться ограничение по nт.к.max, а при ТН, больших ТН 3, – по .
Важно отметить, что ЛПР для ГГ и изменение регулируемых и ограничиваемых параметров зависят только от температуры Тн и являются одинаковыми для всех высот полета. Если к ЛПР для ГГ добавить линию ограничения по Nе max, то ЛПР для двигателя 1--р-3-4 состоит уже из четырех участков. К ограничениям по Kу.min, nт.к.max и добавляется участок -р, на котором вступает в действие ограничение по Nе max. Изменение параметров двигателя на режимах ограничения для этого случая показано на рис. 5.8 б. На участке I, где nт.к.пр = const, величина Nе с повышением ТН интенсивно возрастает вследствие увеличения nт.к и . В точке значение Nе достигает Nе max и далее для поддержания Nе.max = const при дальнейшем увеличении температуры ТН от ТН1 до ТН.р (на участке II) требуется осуществлять раскрутку ротора ГГ, но менее значительную, чем на участке I. Она необходима для поддержания постоянства мощности двигателя, которая без раскрутки ГГ падает при увеличении температуры ТН. В точке «р» (расчетный режим) достигается nт.к.max и дальнейшее поддержание постоянства мощности Nе при увеличении Тн становится невозможным. На участке III в данном примере реализуется программа управления nт.к.max = const. На этом участке при «затяжеляющемся» компрессоре, как указывалось, возрастает. В точке 3 температура достигает предельного значения и вступает в работу ограничитель . При «затяжеляющемся» компрессоре это вызывает уменьшение nт.к и приводит к более интенсивному снижению Nе (участок IV на рис. 5.8 б). На рис. 5.9 представлено изменение управляемых и ограничиваемых параметров в зависимости от температуры ТН для Н= 0. При неизменном расположении ЛПР 1-2-3-4 для ГГ здесь ЛПР 0-3 располагается ниже. Поэтому теперь предельным режимам работы двигателя в целом соответствует линия 0-0-3-3-4. Видно, что область ограничения по nт.к.пр.max исчезает, а область ограничений по Nе.max значительно расширяется. Точка 0 соответствует максимальному взлетному режиму при стандартных атмосферных условиях (ТН = 288 К). Закономерности изменения остальных параметров являются качественно такими же, как при Н = Нр. Возможность получения постоянной величины взлетной мощности в широком диапазоне изменения температуры атмосферного воздуха является важным достоинством высотных турбовальных двигателей. Чем на большую высоту полета Hррассчитан двигатель, тем шире указанный диапазон температур ТН, в котором Ne = Ne.max = const при Н < Нр и особенно при Н = 0. Все данные рис. 5.8 и рис. 5.9 относятся к максимальному режиму работы двигателя и будут использованы для анализа протекания высотных, дроссельных и климатических характеристик турбовальных двигателей на режимах ограничений. Программы управления для номинального и крейсерского режимов определяются аналогичным образом, только они соответствуют другим, более низким ограничиваемым величинам Ne и nт.к, специально подбираемым для этих режимов. Например, для крейсерского режима обычно принимают Nе.кр=0,7 Ne.max и nт.к = 0,96 nт.к.max. Ограничения на температуру и частоту вращения nт.к.пр на этих режимах обычно не налагаются, так как их величины не выходят за пределы допустимых значений. 5.6. ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Для ТВаД принято рассматривать характеристики трех видов: высотные, дроссельные и климатические. Вследствие малых максимальных скоростей полета вертолетов скоростные характеристики для них не рассматриваются. Считается, что для всех режимов полета параметры двигателя и его выходные данные (Nе и Се) от скорости полета не зависят. На характеристики турбовального двигателя на максимальном режиме сильное влияние оказывают эксплуатационные ограничения. Чтобы лучше понять роль этих ограничений и их влияние на данные двигателя, целесообразно каждый вид характеристик рассматривать вначале при отсутствии ограничений, а затем анализировать влияние ограничений. Высотными характеристиками турбовальных двигателей называются зависимости мощности на валу Ne и удельного расхода топлива Се от высоты полета при заданной программе управления двигателя. Их определяют для максимального, номинального и крейсерского режимов работы двигателя. Рассмотрим в качестве примера высотные характеристики для максимального режима. Рис. 5.10. Высотные характеристики турбовального двигателя при Нр = 0 (а) и при Нр > 0 Предположим вначале, что двигатель является невысотным, т.е. имеет расчетный режим при Н = 0, а его программа управления соответствует условию nт.к = const (или = const), и никаких других ограничений двигатель не имеет. В этом случае его высотные характеристики будут такими, как показано на рис. 5.10 а сплошными линиями. Мощность в таком случае с высотой сильно снижается и несколько уменьшается величина Се. Основной причиной снижения Ne с увеличением Н является уменьшение расхода воздуха через двигатель. Удельная мощность Nе.уд = Lс.т при этом немного возрастает, что объясняется увеличением с.т вследствие повышения и , вызванного уменьшением температуры ТН. Причина снижения Се та же, что и у ГТД других типов – с увеличением Н возрастают параметры термодинамического цикла и и повышается внутренний КПД двигателя. Поэтому Сe = . уменьшается, что является следствием улучшения использования теплоты в термодинамическом цикле. Хотя максимальные высоты полета вертолетов не превышают обычно 6…8 км, на высотные характеристики малоразмерных вертолетных ГТД, как указывалось, оказывает значительное влияние уменьшение с высотой полета чисел Рейнольдса. В области Re < Reкp это приводит к уменьшению КПД элементов двигателя и снижению Gв, что вызывает менее интенсивное снижение Се и более интенсивное уменьшение Ne с ростом высоты полета (см. штриховые линии на рис. 5.10 а). В реальных условиях на вертолетах используются высотные турбовальные двигатели. Они проектируются из условия получения заданной мощности на расчетной высоте полета Н = Нр. Тогда на высотах полета, больших расчетной, у них протекание высотных характеристик качественно не отличается от рассмотренного для двигателя, имеющего Нр = 0 (рис. 5.10 а). На высотах, меньших Нр, двигатель работает на режимах ограничения по Nе = Ne.max. Для этого при Н < Нр его нужно дросселировать, т.е. снижать температуру газа перед турбиной и соответственно nт.к таким образом, чтобы обеспечивалось во всем диапазоне высот полета от Н = 0 до Н = Нр условие Ne = Ne.max = const. Дросселирование двигателя при Н < Нр приводит вследствие снижения и к дополнительному возрастанию удельного расхода топлива на величину Се (рис. 5.10 б). Рис. 5.11. Высотная характеристика турбовального двигателя (а) и программа его управления для режима «максимал» (б) при Нр>0 Построение высотной характеристики вертолетных ГТД с учетом реальных эксплуатационных ограничений может осуществляться с использованием характеристик ГГ и полученных зависимостей (nт.к.пр)огр от температуры ТН (рис. 5.8 и рис. 5.9). Построенная таким способом высотная характеристика приведена на рис. 5.11 а. От земли до расчетной высоты (на участке I, На расчетной высоте (в точке «р») режим работы ГГ в данном примере выходит на ограничение по nт.к.max (рис. 5.11 б). При дальнейшем уменьшении температуры ТН с высотой полета двигатель на максимальном режиме работает вдоль ЛПР р-2-1. Температура газа перед турбиной на участке II (где nт.к = const) в данном случае снижается (компрессор «облегчается» при снижении температуры ТН), и температура по высотной характеристике нигде не достигается. Увеличение же nт.к.пр при уменьшении ТН с высотой полета приводит к снижению Kу компрессора, и в данном примере в точке 2 наступает ограничение по nт.к.пр.max. Далее с ростом Н (на режимах ограничения по nт.к.пр.max) температура уменьшается пропорционально TН, а частота вращения nт.к – пропорционально . Мощность Ne начинает падать еще интенсивнее. Удельный расход топлива на участке III перестает снижаться, так как здесь условиям = const и = const соответствует вн = const. Следовательно, на этом участке, с точностью до изменения КПД свободной турбины, можно принимать Се = const. |