Программы управления вертолетных гтд

НА РЕЖИМАХ ОГРАНИЧЕНИЯ

 

Имея характеристики ГГ ТВаД и установив предельные значения ограничиваемых параметров n _{т.к.пр.max}, n _т.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 n _т.к.пр. Поэтому в качестве программы управления ГГ на предельных режимах можно рассматривать зависимость максимально допустимых (ограничиваемых) значений параметра (n _т.к.пр ) _огр от температуры  на входе в ГГ. Для вертолетных ГТД, вследствие малых скоростей полета, вместо температуры  принято рассматривать температуру Т _Н.

На рис. 5.8 а представлены зависимости (n _т.к.пр)_огр = f (Т _Н), где линия 1-2-3-4 является линией предельных режимов (ЛПР) для ГГ турбовального двигателя. Здесь предельная линия имеет три участка: 1-2 – для n _{т.к.пр.max}, 2-3 – для n _{т.к. max}, 3-4 – для . Эти линии между собой пересекаются, что позволяет выделить в данном случае три области режимов ограничения для ГГ (по D K _у.min, n _т.к..max и ) и определить, используя ЛПР, диапазоны температур Т_Н, при которых достигаются предельные значения каждого из указанных ограничиваемых параметров. В этом случае для ГГ при низких значениях Т _н (при Т_Н < ) наступает ограничение по D K _у.min. Этот диапазон температур соответствует n _{т.к.пр.max} = const. В интервале температур от Т_{Н 2} до Т_{Н 3} должно выдерживаться ограничение по n _т.к.max, а при Т_Н, больших Т_{Н 3}, – по .

 

Рис. 5.8. Линия предельных режимов (а) и изменение параметров ТВаД от ТН при Н = Нр >0 (б)	Рис. 5.9. Линия предельных режимов (а) и изменение параметров высотного ТВаД от ТН при Н = 0 км (б)

 

Важно отметить, что ЛПР для ГГ и изменение регулируемых и ограничиваемых параметровзависят только от температуры Т_н и являются одинаковыми для всех высот полета.

Если к ЛПР для ГГ добавить линию ограничения по N_{е max}, то ЛПР для двигателя 1- -р-3-4 состоит уже из четырех участков. К ограничениям по D K _у.min, n _т.к.max и  добавляется участок -р, на котором вступает в действие ограничение по N_{е max}. Изменение параметров двигателя на режимах ограничения для этого случая показано на рис. 5.8 б.

На участке I, где n _т.к.пр = const, величина N_е с повышением Т_Н интенсивно возрастает вследствие увеличения n _т.к и . В точке  значение N_е достигает N_{е max} и далее для поддержания N_{е .max} = const при дальнейшем увеличении температуры Т_Н от Т_{Н 1¢} до Т_{Н .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 Т_Н. В точке «р» (расчетный режим) достигается n _т.к.max и дальнейшее поддержание постоянства мощности N_е при увеличении Т_н становится невозможным. На участке III в данном примере реализуется программа управления n _т.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 n _т.к и приводит к более интенсивному снижению N_е (участок IV на рис. 5.8 б).

На рис. 5.9 представлено изменение управляемых и ограничиваемых параметров в зависимости от температуры Т_Н 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 n _{т.к.пр.max} исчезает, а область ограничений по N_{е .max} значительно расширяется. Точка 0 соответствует максимальному взлетному режиму при стандартных атмосферных условиях (Т_Н = 288 К). Закономерности изменения остальных параметров являются качественно такими же, как при Н = Н _р.

Возможность получения постоянной величины взлетной мощности в широком диапазоне изменения температуры атмосферного воздуха является важным достоинством высотных турбовальных двигателей. Чем на большую высоту полета H _ррассчитан двигатель, тем шире указанный диапазон температур Т_Н, в котором N_e = N_{e .max} = const при Н < Н _р 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 N_e и n _т.к, специально подбираемым для этих режимов. Например, для крейсерского режима обычно принимают N_{е .кр}=0,7 N_{e .max} и n _т.к = 0,96 n _т.к.max. Ограничения на температуру  и частоту вращения n _т.к.пр на этих режимах обычно не налагаются, так как их величины не выходят за пределы допустимых значений.