Формування тягових характеристик турбогвинтовентиляторних двигунів на режимах посадки літака

Размещено на http://www.allbest.ru//

Размещено на http://www.allbest.ru//

НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

ім. М.Є. ЖУКОВСЬКОГО

«ХАРКІВСЬКИЙ АВІАЦІЙНИЙ ІНСТИТУТ»

Спеціальність 05.05.03 - Двигуни та енергетичні установки

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук

Формування тягових характеристик турбогвинтовентиляторних двигунів на режимах посадки літака

Іщук Віктор Петрович

Харків - 2008

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут» Міністерства освіти і науки України та на Державному підприємстві «Авіаційний науково-технічний комплекс ім. О.К. Антонова» Міністерства промислової політики України.

Науковий керівник

доктор технічних наук, професор

Єпіфанов Сергій Валерійович,

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут», м. Харків, завідувач кафедри конструкції авіаційних двигунів

Офіційні опоненти

доктор технічних наук, професор

Дмитрієв Сергій Олексійович,

Національний авіаційний університет, м. Київ, завідувач кафедри збереження льотної придатності авіаційної техніки

кандидат технічних наук

Кравченко Ігор Федорович,

Державне підприємство «Запорізьке машинобудівне бюро «Прогрес» ім. акад. О.Г. Івченка», головний конструктор

Захист відбудеться « 23 » січня 2009 року о 14 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут» за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17, ауд. 307 головного корпусу.

З дисертацією можна ознайомитись в бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут» за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17.

Автореферат розісланий « » _______________ 2008 року.

Вчений секретарспеціалізованої вченої ради Д 64.062.02Л.О. Базима

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність теми. Одним із найбільш важливих етапів польоту літака є його заключний етап - посадка. Здатність літаків виконувати посадки на короткі, ґрунтові або обледенілі смуги значно розширює можливості авіації. Для військово-транспортних літаків посадочні характеристики відносяться до найважливіших і значною мірою визначають їх конкурентоспроможність. Тому, крім колісних гальм, усі літаки цього класу обладнуються силовими установками з пристроями реверсу тяги.

Вимоги щодо паливної економічності та дальності польоту обумовили необхідність використання силових установок (СУ) з турбогвинтовими та турбогвинтовентиляторними двигунами (ТГВД), реверсування яких виконується за допомогою повороту лопатей повітряного гвинта в бік менших кутів установки з одночасним підвищенням потужності газогенератора для збільшення негативної тяги. Однак серед розроблених в СРСР літаків із ТГД такий режим активного реверсування реалізовано тільки на Бе-30, Ан-38, Ан-3 та Іл-114. При цьому не використовується замкнене керування тягою, що не забезпечує повного використання можливостей силової установки.

Створення силових установок із дворядними гвинтовентиляторами відкриває нові можливості в літакобудуванні. Однак особливості їх роботи на режимах реверсування до цього часу не досліджені.

Тому формування характеристик СУ з ТГВД на режимах посадки є складним науковим завданням, що має важливе значення для розвитку авіаційного двигунобудування та літакобудування.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Робота виконана в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського "ХАІ" і АНТК «Антонов» у процесі робот за угодою між Урядом Російської Федерації та Урядом України про подальше співробітництво та забезпечення створення, спільного серійного виробництва та поставок в експлуатацію оперативно-тактичного військово-транспортного літака Ан-70 і транспортного літака Ан-70Т з двигунами Д-27 ОС-П7-26647 від 27.07.1999 р.

Мета і завдання дослідження. Метою дисертаційної роботи є підвищення посадочних характеристик літаків із турбогвинтовентиляторними двигунами шляхом цілеспрямованого формування тяги.

Для досягнення поставленої мети необхідно вирішити такі завдання:

1. Провести аналіз результатів виконаних робіт з формування тягових характеристик силових установок, оснащених реверсивними пристроями, під час посадки на короткі смуги.

2. Виконати аналіз факторів, які визначають посадочну дистанцію, та розробити методику формування тягових характеристик силових установок з ТГВД на режимах приводу в точку дотику та реверсування під час посадки.

3. Розробити динамічну модель СУ з ТГВД для аналізу параметрів на режимах реверсу.

4. Сформувати програми керування силовою установкою з ТГВД на режимах реверсу.

5. Виконати розрахунково-експериментальні дослідження САК ТГВД на режимах посадки. турбогвинтовентиляторний двигун тяговий посадка

Об'єкт дослідження - процеси змінення параметрів силової установки транспортного літака з турбогвинтовентиляторними двигунами.

Предмет дослідження - методи формування тяги силової установки з ТГВД на режимах посадки.

Методи дослідження - математичне та фізичне моделювання, теорія динамічних систем, теорія подібності; методи експериментальних досліджень на напівнатурних стендах, а також на реальному двигуні та літаку.

Наукова новизна одержаних результатів полягає в тому, що в ній запропоновано комплексний метод формування характеристик ТГВД на режимі посадки з урахуванням особливостей руху літака та змінення тяги, а також динамічних характеристик силової установки, під час заходу на посадку та пробігу. В основу цього методу покладено такі наукові результати, отримані автором вперше:

1. Критеріальні співвідношення тяги та параметрів руху літака під час пробігу.

2. Методика формування математичної моделі дворядного гвинтовентилятора у вигляді динамічної характеристики, поданої в графоаналітичній формі.

3. Структура формування рішення про вмикання реверсу.

4. Методика синтезу програми керування тягою ТГВД на режимах реверсу з урахуванням обмежень на параметри двигуна та гвинтовентилятора з використанням динамічної характеристики гвинтовентилятора.

5. Адаптивна корекція програми керування тягою ТГВД за поздовжнім перевантаженням.

Практичне значення одержаних результатів. На основі отриманих наукових результатів розроблено методики визначення динамічних характеристик дворядних гвинтовентиляторів та їх використання для синтезу програм керування, структуру взаємодії підсистем керування літака, газогенератора та повітряного гвинта на режимі посадки. Усі наведені вище елементи наукової новизни доведено до практичної реалізації під час проектування, випробувань та експлуатації силової установки літака Ан-70 з двигунами Д-27 і дворядним гвинтовентилятором СВ-27.

Отримані результати дозволяють:

формувати технічні вимоги до тягових характеристик двигунів на етапі технічного завдання виходячи з потрібних посадочних характеристик літака;

організувати раціональну взаємодію систем літака та силової установки, які використовуються у керуванні посадкою;

синтезувати динамічні характеристики силової установки та на їх основі - програми керування на режимі реверсу;

модифікувати програму керування тягою шляхом внесення поправки на поздовжнє перевантаження для поліпшення якості керування.

Особистий внесок здобувача. Здобувачем запропоновано комплексний метод формування тягових характеристик ТГВД на режимі посадки з урахуванням особливостей руху літака та змінення тяги, а також динамічних характеристик силової установки під час заходу на посадку та пробігу. Ним особисто запропоновано критеріальну форму урахування впливу тяги на рух літака під час реверсування та отримано відповідні розв'язки рівнянь руху; запропоновано форму подання, методики визначення та використання для синтезу програм керування ТГВД динамічної характеристики двохрядного гвинтовентилятора; обґрунтована необхідність урахування поправки на поздовжнє перевантаження під час регулювання тяги. Результати, що заявлені як наукова новизна, отримано особисто здобувачем. Внесок здобувача в роботи, опубліковані в співавторстві, наведено безпосередньо в переліку робіт за темою дисертації.

Апробація результатів. Основні матеріали та результати дисертації докладались, обговорювались і були позитивно оцінені на міжнародних науково-технічних конференціях: «Міжнародний конгрес двигунобудівників» - 1998, 2003, 2005, 2006, 2008 рр., «Математичне та імітаційне моделювання систем. МОДС 2008'», а також на науково-технічних семінарах Національного аерокосмічного університету «ХАІ» та АНТК «Антонов».

Публікації. За темою дисертації в науково-технічних журналах опубліковано 8 статей, 6 з яких входять до переліку №1 ВАК України, одну тезу доповіді, а також одержано 1 авторське свідоцтво на винахід.

Структура і обсяг дисертації: Дисертаційна робота складається з вступу, 5 розділів, загальних висновків та списку використаних джерел.

Основний матеріал викладений на 114 сторінках, повний обсяг дисертації -- 141 сторінка, в тому числі 30 рисунків, 8 таблиць, 97 найменувань списку використаних джерел на 11 сторінках.

ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

У вступі обґрунтовано актуальність теми та необхідність дослідження, визначено його мету та завдання, наведено інформацію про наукову новизну, практичну цінність отриманих результатів, особистий внесок в них здобувача, дано загальну характеристику роботи.

В першому розділі проведено огляд технічної літератури з методів використання авіаційних ГТД під час гальмування літаків.

Відповідно до норм льотної придатності, посадочна дистанція складається з повітряної ділянки, яку літак проходить з висоти 15 м до точки дотику, та ділянки пробігу, тобто руху по полосі до повної зупинки. Елементарний аналіз показує, що довжина повітряної ділянки пропорційна швидкості літака, а довжина пробігу пропорційна квадрату швидкості в точці дотику (тобто посадочній швидкості) та обернено пропорційна середній силі гальмування. Тому всі роботи зі скорочення посадочної дистанції мають бути спрямовані на зниження посадочної швидкості та підвищення сили гальмування.

Порівняльні характеристики засобів гальмування дозволяють відокремити реверсування тяги двигунів як найбільш ефективний засіб, який справляє найменший вплив на масу та аеродинаміку літака в режимі польоту і не знижує силу гальмування в умовах мокрих і обледенілих смуг.

Аналіз досвіду створення повітряних гвинтів дозволяє відокремити їх основні типи та особливості. Нині найчастіше застосовуються гвинти зворотної дії з переведенням лопатей в реверсивне положення через площину обертання. З точки зору динамічних властивостей це найгірший варіант, оскільки лопаті без гідравлічного керуючого діяння статично нестійкі, а під час переходу в реверсивне положення навіть це діяння не забезпечує стійкість, і гвинт розкручується.

Перші значні роботи з дослідження реверсування силових установок з повітряними гвинтами відносяться до початку 40-х років ХХ сторіччя. У цей час використовувались поршневі двигуни. У США, Англії та Німеччині досліджено силові установки літаків В-32, «Ланкастер», «Москіто», Ме-109, FW-190. Вони стали фундаментом для наступного створення літаків із турбогвинтовими двигунами: С-130, Ан-12, Ан-24, Іл-18, Ту-114, Ан-22.

Однак силові установки цих літаків забезпечують лише пасивний реверс, при якому лопаті знімаються з упора прямої тяги і працюють у режимі вітряка, а двигун переводиться на режим мінімальної потужності.

У наступних поколіннях літаків здійснено спробу реалізації активного реверсу, згідно з яким для обертання гвинта використовується потужність двигуна, що забезпечує отримання більших значень негативної тяги. До таких літаків відносяться Бє-30, Ан-28, Ан-3, Іл-114, С-80ТД,

А-400М. Однак відсутність датчиків кутового положення лопатей, які можна було б установити на гвинті, що обертається, унеможливило реалізацію замкненого керування, що суттєво обмежує можливість отримання максимальної негативної тяги на всій дистанції пробігу.

Створення силової установки з двигуном типу Д-27 і дворядним гвинтовентилятором типу СВ-27, оснащеним пристроєм вимірювання позитивної та негативної тяги, відкриває нові перспективи удосконалення посадочних характеристик літаків.

Однак особливості формування тягових характеристик дворядних гвинтів на режимах посадки на цей час вивчено явно недостатньо. Особливо це стосується динамічних процесів, обумовлених зміною положення лопатей. Двигун з дворядним гвинтом НК-12, який є єдиним, що експлуатується серійно, не може бути використано як прототип, оскільки він не має вільної турбіни, і тому його динамічні якості принципово відмінні.

На основі проведеного аналізу складено наведену на рис. 1 структуру вирішення проблеми, сформульовано мету та завдання роботи.

Другий розділ дисертаційної роботи присвячено аналізу формування тягових характеристик двигунів під час посадки.

У звичайних системах штурвального керування під час заходу на посадку рекомендується підтримувати швидкість не менше 1,3 від швидкості звалювання. Щоб зменшити посадочну швидкість, в роботі запропоновано реалізувати автоматичне замкнене керування швидкістю, а як керуюче діяння використовувати задане значення тяги. Таким чином, система керування силовою установкою на повітряній ділянці посадки має взаємодіяти з системою керування літаком, до якої входять підсистема керування швидкістю та підсистема наведення в точку дотику смуги.

Характерні ділянки посадки подано на рис. 2. На першій ділянці посадочної траєкторії (захід на посадку) задане значення тяги розраховується за співвідношенням, прийнятим для звичайних польотних умов. На ділянках вирівнювання та дотику задане значення формується блоком комплексування (БК), який обчислює поправку, що реалізує закон керування. На ділянці пробігу задане значення тяги визначається умовами реверсування.

Для реалізації замкненого керування тягою необхідно забезпечити її визначення. Пряме вимірювання повної тяги неможливе, оскільки її значення дорівнює сумі тяги гвинта та реактивного сопла. У випадку ТГВД, що розглядається, основна

частина тяги формується гвинтом і може бути виміряна як зусилля, яке передається з корпусу підшипника вала гвинта на корпус редуктора. Однак тиск у масляній порожнині вимірювача тяги залежить не тільки від тяги гвинта, а й від сили інерції. Тому було запропоновано корегувати виміряне значення тяги за поздовжнім перевантаженням:

, (1)

деRГВ и RГВут- виміряне та уточнене значення тяги;

KГВ- коефіцієнт корекції,

а на етапі автоматичного керування тягою для підтримання швидкості вводити цю поправку в закон керування як динамічну корекцію приросту тяги:

, (2)

деnx - поздовжнє перевантаження;

VПР - приладова швидкість;

Д - відхилення від заданого значення;

р - оператор диференціювання;

KV, K'V, Knx, TV - параметри закону керування.

Лінійний характер цієї корекції обумовлений прийнятою моделлю формування похибки (сила інерції пропорційна прискоренню). Коефіцієнт корекції запропоновано визначати експериментально на режимі прискореного руху літака. Обґрунтовано, що максимальна точність досягається в точці відриву під час зльоту.

Наступне розглянуте питання - забезпечення максимальної тривалості режиму реверсування. Для цього необхідно вмикати його як можна раніше. Однак на повітряній ділянці посадки це неможливо, оскільки тяга використовується для керування швидкістю.

Аналіз сукупності умов, які визначають можливість вмикання реверса (див. рис. 3) показав, що необхідно застосовувати автоматичне вмикання.

Рис. 3. Структура прийняття рішення про вмикання реверса:

БК - блок комплексування; ЕСК - електронна система керування; ОСЛ - бчислювальна система літаководження; БІНС - бортова інформаційно-авігаційна система; ОСКПТ - обчислювальна система керування ольотом і тягою; СПС - система повітряних сигналів

Розроблено структуру та алгоритм автоматичного формування рішення про вмикання реверса (див. рис. 3).

Як показано на рис. 1, важливим елементом визначення потрібних тягових характеристик на етапі реверсування є аналіз динаміки руху літака під час пробігу з метою визначення дистанції пробігу. Для такого аналізу рівняння руху по посадочній смузі, до якого входять аеродинамічні сили, а також сила гальмування колесами та сила тяги двигунів,

, (3)

зведено до безрозмірної форми:

, (4)

де V, m, S- повітряна швидкість, маса та площа крила;

Сx, Cy, f- аеродинамічні коефіцієнти та коефіцієнт тертя;

с - густина повітря;

Rрев- негативна тяга силової установки;

- безрозмірні швидкість і час;

; - безрозмірні сила тяги та аеродинамічна сила, які є критеріями подібності руху літака під час гальмування.

Для ряду характерних випадків отримані аналітичні та числові розв'язки, подані в критеріальній формі для безрозмірної довжини пробігу . Так, при постійній тязі (що характерно для СУ з турбореактивними двигунами) довжина пробігу може бути визначена за такими залежностями:

,

, (5)

деVвимкн - значення швидкості, за яким виконується вимикання реверса.

При лінійній залежності тяги від швидкості (), що характерно для СУ з ТГВД),

; (6)

;,

де, .

На завершальній фазі гальмування (із вимкненим реверсом)

На початковому етапі пробігу відбувається вмикання реверса, тобто перехід з режиму позитивної тяги (малого газу, МГ) на режим реверсування. Якщо подати зміну тяги на цьому етапі лінійною функцією часу , де T - тривалість переходу, то рівняння руху є рівнянням Ріккаті загального виду. Це рівняння було розв'язане нами чисельно (, де ; СR = ).

Отримані залежності було покладено в основу запропонованої методики оцінювання посадочного пробігу:

на основі технічних даних про літак, його силову установку та стан ЗПС обчислюються значення критеріїв , і ;

виконується аналіз першого етапу (рух без використання гальм і реверсування до опускання передньої стійки шасі), визначається дистанція початкової ділянки та швидкість в її кінці Vпос;

виконується аналіз другого етапу (перехід з режиму МГ до усталеного режиму реверсування), уточнюються значення дистанції початкової ділянки та швидкості в її кінці;

з урахуванням отриманого значення швидкості обчислюються значення критеріїв для наступного етапу, а також значення вимкн;

за формулами (5) або (6) (залежно від типу двигуна та реалізації керування ним на режимі реверсу) визначається значення дистанції до зупинки;

отримане значення складається з дистанцією початкової ділянки та визначається загальна довжина посадочного пробігу.

Розрахунки, виконані з використанням цієї методики, показали, що на довжину пробігу суттєво впливає характер переходу з режиму малого газу на режим реверсу.

Коректне урахування цього впливу неможливе без математичного моделювання динаміки силової установки.

У розділі 3 подано розроблену математичну модель усталених і перехідних режимів роботи співвісного дворядного гвинтовентилятора (ГВ) на режимах прямої тяги та реверсу в складі силової установки.

Відомо, що статична характеристика однорядного повітряного гвинта подається у вигляді залежності коефіцієнтів тяги б та потужності в від кутового положення лопатей ц та відносного поступу , де n - частота обертання; D - діаметр гвинта. У загальному випадку, для дворядного гвинтовентилятора через взаємний вплив переднього та заднього гвинтів кількість аргументів подвоюється. Однак внаслідок кінематичного зв'язку між роторами відносні поступи гвинтів жорстко зв'язані. Тому за припущенням про постійну різницю кутів установки лопатей (зокрема, на режимі МГ або «усталеного» реверсу) статичні характеристики гвинтів стають незалежними і мають такий самий вигляд, як і для однорядного гвинта.

Рис. 4. Залежність дистанції початкового етапу пробігу від часу розгону, C_R.мг = 0.1; С_а = 0.3; С_R = 0.2

Для формування динамічної характеристики гвинта використано відомий підхід, який застосовується до газотурбінних двигунів. Динамічна характеристика двигуна подається в графоаналітичній формі рівнянням динаміки ротора, доповненим відображенням у координатах (частота обертання - витрата палива) ізоліній різних параметрів, у тому числі прискорень ротора.

В роботі динамічну характеристику (ДХ) однорядного гвинта запропоновано зображати на площині (частота обертання - кутове положення лопатей). Використовуючи статичні характеристики, можна визначити ізолінії швидкості, тяги та потужності, а використовуючи рівняння динаміки ротора - ізолінії кутового прискорення ротора.

Розповсюдження цих підходів на дворядний ГВ з урахуванням його статичних характеристик, кінематичних співвідношень і рівнянь динаміки дозволило сформувати методику моделювання дворядних ГВ на усталених і перехідних режимах.

ДХ ГВ формується як для кожного гвинта окремо, так і для всього ГВ. На неї наносяться такі лінії: ізолінії потужності вільної турбіни при постійній швидкості польоту або ізолінії швидкості при постійній потужності ВТ; ізолінії кутових прискорень ротора; лінії обмежень - частот обертання роторів, мінімальної потужності вільної турбіни (що відповідає обмеженню мінімальної витрати палива), кутових положень лопатей гвинтів, які відповідають упорам.

Ізолінії тяги можна визначити, якщо виразити тягу через ц, n і V:

R = с б(ц, ) n2 D4=const.

Для визначення ізоліній прискорень розглянемо співвісний ГВ з приводом гвинтів від вільної турбіни через диференціальний розімкнений редуктор (див. рис. 5) як систему з двома степенями вільності. Динаміка цієї системи може бути описана рівняннями

;

; (7)

,

деI1, I2, IВТ - сумарні зведені моменти інерції гвинтів і ВТ;

- передаточне відношення редуктора по лінії «ВТ -передній гвинт»;

- передаточне відношення редуктора по лінії «ВТ -задній гвинт»;

- кутові швидкості та прискорення.

У результаті розв'язання системи (7) отримаємо прискорення частот обертання відповідних роторів:

Рис. 5. Схема співвісного гвинтовентилятора: ПГ - передній гвинт; ЗГ - задній гвинт; ВТ - вільна турбіна

;

; (8)

ПГi1+ЗГ,

де .

З (8), враховуючи, що , отримаємо:

; (9)

. (10)

Співвідношення (9) і (10) дозволяють отримати сім'ю ліній рівних прискорень переднього та заднього гвинтів в усій області значень кутів установки та частот обертання для заданих значень потужності ВТ і швидкості V.

За допомогою графічного інтегрування бажаної програми керування кутами лопатей можна обчислити відповідні перехідні процеси і, зокрема, визначити потрібну для безпечного переведення лопатей в реверсне положення швидкість , за якої виключено досягнення частотою обертання гвинтів граничного значення і спрацювання автоматичної системи вимикання двигунів.

Максимально можливі значення прискорень переднього та заднього гвинтів, які відповідають проходженню кута установки лопаті в процесі вмикання реверса через нульове положення, визначаються за граничною умовою:

З системи (8) для даного випадку будемо мати

ПГ.maxЗГ.max

(11)

На підставі аналізу системи рівнянь (8) можна визначити умови узгодження прискорень і частот обертання ГВ на перехідних режимах в процесах запуску, розгону та реверсу. Для випадку , як це виходить з системи рівнянь (8), необхідно, щоб (тому що МСТ) і МПГ =МЗГ. Після підстановки значень та перетворень отримаємо

. (12)

Як приклад розглянуто ГВ СВ-27. Під час вмикання реверса з вихідного режиму (nПВ = nЗВ=850 об/хв; к*=7) максимальні значення прискорень під час проходження нульового положення переднього та заднього ГВ складуть ПГ.max = 156.6 об/хв/с; ЗГ.max = 259 об/хв/с і ПГ.max/ЗГ.max= 0.604. Зі збільшенням вихідної частоти обертання максимальні значення прискорень зменшуються обернено пропорційно до неї і за nПГ = nЗГ =1100 об/хв складуть ПГ.max= 121 об/хв/с

ЗГ.max = 200 об/хв/с.

Динамічну характеристику співвісного гвинтовентилятора СВ-27, визначену на режимах реверсування тяги, наведено на рис. 6; 7.

Четвертий розділ присвячено розробленню методу графоаналітичного аналізу та синтезу програм регулювання співвісного ГВ на режимах реверсування тяги з урахуванням основних динамічних факторів, наявних областей усталених і перехідних режимів і обмежень, які впливають на характер проходження перехідних процесів. У роботі запропоновано метод нелінійного урахування динамічних факторів і обмежень під час моделювання перехідних режимів роботи, який забезпечує вибір ефективної програми керування «у великому» та синтез САК.

На рис.6 зображено суміщену для обох ГВ ДХ гвинтовентилятора СВ-27 для постійного значення швидкості польоту та змінних значень потужності вільної турбіни. Аналіз ДХ показує такі характерні особливості динамічних властивостей ГВ: при постійній потужності приводу ГВ різниця між частотами обертання на лініях усталених режимів переднього та заднього ГВ у міру збільшення швидкості польоту збільшується, при цьому у переднього ГВ частота обертання зменшується, а у заднього ГВ збільшується в міру зростання швидкості польоту і при Vп > 150 км/год виходить далеко за межі припустимих значень; при постійній швидкості Vп різниця частот обертання переднього та заднього ГВ на лініях усталених режимів зі збільшенням потужності приводу зменшується, при цьому частоти обертання переднього і у заднього гвинтів збільшуються.

Размещено на http://www.allbest.ru//

Размещено на http://www.allbest.ru//

Ці результати, визначені за динамічною характеристикою, підтверджено під час льотних випробувань ТГВД Д-27 на режимах реверсування на літаку Ан-70 № 01-02.

Діапазон припустимих частот обертання визначається міцнісним обмеженням праворуч та функціональним (за мінімальною величиною реверсивної тяги) - ліворуч. Діапазон кутів установки лопатей визначається конструктивним обмеженням знизу та функціональним (мінімальний усталений реверсний режим) - зверху.

На рис. 7 зображені траєкторії руху робочих точок (1 - передній гвинт, 2 - задній гвинт) за різних значень швидкості перестановки лопатей (суцільна лінія - 5 град/с, пунктирна - 10 град/с). Видно, що при швидкості 5 град/с траєкторії руху переднього та заднього ГВ не потрапляють в область статичних режимів реверсування і не можуть бути стабілізовані системою керування. При швидкості 10 град/с можливість стабілізації та вирівнювання частот обертання переднього та заднього гвинтів забезпечується, тому що траєкторії попадають в зазначену область.

Відзначимо ще декілька важливих для синтезу програм керування властивостей співвісного ГВ, які відображаються на динамічній характеристиці:

З аналізу взаємного розташування ліній усталених режимів переднього та заднього ГВ на динамічній характеристиці можна визначити область припустимих режимів реверсування з рівними частотами обертання обох гвинтів.

При швидкостях Vп > Vп. гран САК не зможе забезпечити усталені режими ГВ з рівними частотами обертання, гвинти будуть «розбігатися» (кожний буде прямувати до свого квазістатичного режиму), але при зменшенні швидкості Vп << Vп. гран умови рівності частот обертання знову будуть виконані.

Визначимо програму замкненого регулювання реверсу ГВ, яка забезпечує максимальні значення реверсної тяги на пробігу. Як критерій приймемо середнє значення сумарної реверсної тяги Rсер.рев, яка утворюється співвісним ГВ (в сумі переднім і заднім ГВ) на інтервалі швидкості від значення Vпос у момент вмикання реверса до досягнення швидкості його вимкнення (звичайно Vвимкн = 50 км/год). Очевидно, що максимум Rсер.рев буде досягнуто при максимальних реверсних кутах лопатей (на механічних упорах реверса) nПГ.рев = nЗГ.рев = рев.max і максимально припустимих значеннях частот обертання nПГ = nЗГ = nрев.max, тобто

.

Таким чином, узагальнюючи наведені вище міркування, можна сформувати оптимальну програму керування реверсом. Необхідно виконати: умови отримання максимальної негативної тяги при заданій швидкості посадки з урахуванням обмежень на кути повороту лопатей переднього та заднього гвинтів; регулювання частот обертання гвинтів за замкненою схемою. У цьому випадку також необхідно забезпечити потрібні запаси стійкості та якість керування.

В таблиці наведено програму керування реверсом, отриману з наведених вище умов на основі аналізу динамічної характеристики.

Таблиця

Параметр	Швидкість посадки, км/год
	V=0	V=150	V=250
к	7.0	8.5	10
NГВ, об/хв	1000	1020	1050
RДУ, кгс	-1500	-3400	-5800

Аналіз САК співвісним ГВ показує, що реалізація програми керування процесами переходу з режиму прямої тяги на реверс і назад може бути виконана в гідромеханічному регуляторі сервоприводу лопатей (РСГ) виходячи з умови .

Перевід лопатей виконується за часовою програмою (протягом 3.5 с) до моменту вмикання регулятора частот обертання ГВ. Як признак переходу в область усталених режимів реверсу та вмикання регулятора частот обертання ГВ можна використати також і задане значення негативної тяги. Виникає задача узгодження характеристик регулятора перехідних режимів і регулятора частот обертання ГВ. Існує два можливих підходу до вирішення цієї проблеми:

із використанням логічного селектора, який за часом або внутрішньосистемним параметром за наявності негативної тяги здійснить перемикання з режиму розгону газогенератора на режим стабілізації частот обертання;

із використанням оптимального багатозв'язного регулятора розгону та частот обертання за внутрішньодвигуновими параметрами на основі моделі ТГВД і заданих обмежень.

Для практичної реалізації результатів теоретичних досліджень процесу руху літака під час посадки, розроблення математичної моделі силової установки та методики аналізу і синтезу оптимальної програми керування двигунами під час посадки та пробігу були сформовані основні етапи розрахунково-експериментальних досліджень і відпрацювання системи керування СУ із співвісним ГВ на режимах реверсу:

1. Математичне моделювання за допомогою динамічної характеристики із адекватністю і точністю за основними параметрами ±5% від поточних значень параметрів.

2. Дослідження системи на напівнатурному стенді, де електронна частина системи є натурною. На даному етапі перевіряється логіка роботи системи та уточнюються її параметри, перевіряється взаємодія апаратної частини.

3. Відпрацювання системи на двигуновому стенді, де в умовах Н=0, М=0 перевіряються та уточнюються характеристики СУ із реальним об'єктом і його системою керування.

4. Випробування силової установки на режимах посадки, гальмування та пробігу із вмиканням реверса на літаку.

Рис. 8. Залежності довжини пробігу від посадочної маси літака:

1 - ₃= 60⁰, _зч = 0.6;

2 - ₃= 35⁰, _зч = 0.6;

3 - ₃= 60⁰, _зч = 0.3;

4 - ₃= 35⁰, _зч = 0.3

_ _ _ _ - пробіг із зняттям гвинта з упора;

______ - пробіг із використанням активного реверсування

У п'ятому розділі наведено результати розрахунково-експериментальних досліджень САК на режимах реверсу тяги: на стенді напівнатурного моделювання для розрахункових умов V=0…250 км/год (досліджено 18 варіантів САК), на гвинтомоторному стенді в умовах V=0 (8 варіантів) і на літаку Ан-70 №01-02 в реальних умовах (3 варіанти). У результаті стендових випробувань було перевірено та уточнено математичні моделі газогенератора та гвинтовентилятора, що дало можливість виконати розрахунки довжини пробігу під час посадки в різних умовах із урахуванням усіх діючих факторів. На рис. 8 наведено залежності довжини пробігу від посадочної маси літака за різних значень кутового положення закрилків з і коефіцієнта зчеплення зч (значення 0.6 відповідає сухій смузі, 0.3 - слизькій). Видно, що використання розроблених методів формування тяги дозволяє скоротити довжину пробігу на 25…75 відсотків (в залежності від умов посадки).

Натурні дослідження проведені з системою керування типу FADEC, електронною частиною якої є блок ЕСК-27, що забезпечує керування ТГВД Д-27 із дворядним співвісним гвинтовентилятором СВ-27 в усьому діапазоні режимів роботи. Реверсування тяги силової установки літака Ан-70 забезпечувалось шляхом установлення лопатей гвинтовентиляторів симетричних ДУ в область негативних значень кутів лопатей в діапазоні від до . У процесі випробувань уточнено алгоритм прийняття рішення про вмикання реверса, параметри програм переходу лопатей в реверсну позицію (за 1-3 с), регулювання частот обертання ГВ, вимкнення реверса та переходу на режим позитивної тяги. Аналіз перехідних процесів вмикання реверса, стабілізації частот обертання та вимкнення реверса тяги на двох симетричних ДУ (інші дві працювали на режимі малого газу) показав, що задані вимоги до режимів реверсу виконані, що свідчить про досягнення сформульованої вище мети дисертаційної роботи.

ВИСНОВКИ

Найбільш ефективне вирішення проблеми скорочення посадочної дистанції забезпечується за мінімальних значень швидкості заходу на посадку та посадочної швидкості, а також за максимальних значень реверсивної тяги. Однак системи штурвального керування і системи реверсування повітряних гвинтів, що існують, не забезпечують реалізацію цих умов, проблему реверсування силових установок із двохрядними гвинтовентиляторами взагалі не досліджено.

Тому формування тягових характеристик на режимі посадки ТГВД є актуальним науковим завданням, яке відповідає потребам авіаційного двигунобудування.

1. У дисертації запропоновано комплексний метод формування тягових характеристик ТГВД на режимі посадки з урахуванням особливостей руху літака та змінення тяги, а також динамічних характеристик силової установки під час заходу на посадку та пробігу.

2. В основу цього метода покладено такі наукові результати, отримані автором вперше:

2.1. Критеріальні співвідношення тяги і параметрів руху літака під час пробігу.

2.2. Методика формування математичної моделі дворядного гвинтовентилятора у вигляді динамічної характеристики, поданої в графоаналітичній формі.

2.3. Логічна структура формування рішення про вмикання реверса.

2.4. Методика синтезу програми керування тягою ТГВД на режимах реверсування з урахуванням обмежень на параметри двигуна та гвинтовентилятора з використанням динамічної характеристики гвинтовентилятора.

2.5. Адаптивна корекція програми керування тягою ТГВД з урахуванням поздовжнього перевантаження.

3. Складено критеріальні рівняння руху літака на етапі посадки, отримано їхні аналітичні та числові розв'язки в умовах, характерних для СУ з ТРДД і ТГД. Вони забезпечують попереднє оцінювання потрібної реверсивної тяги за заданими посадочними характеристиками.

4. Показано, що суттєвий вплив на довжину пробігу має динаміка переходу СУ з режиму польотного малого газу на режим «усталеного» реверсу, аналіз якої потребує урахування взаємодії двигуна та гвинтовентилятора.

5. Із використанням динамічної характеристики дворядного гвинтовентилятора (типу СВ-27) виявлено його характерні особливості на режимах реверсування: наявність зони (за кутовим положенням лопаті) статичної нестійкості, суттєва різниця між значеннями тяги переднього та заднього гвинтів, а також вплив потужності вільної турбіни на різницю між частотами обертання переднього та заднього гвинтів.

6. Розроблено методичні підходи до визначення потрібних швидкісних характеристик сервоприводу лопатей ГВ виходячи з обмежень розкручування гвинтів з використанням динамічної характеристики ГВ.

7. Запропоновано структуру САК ТГВД на режимах реверсування, що відрізняється замкненим керуванням частотами обертання гвинтів, перехід на яке формується з використанням динамічної характеристики ГВ.

8. Виконано комплексні дослідження САК ТГВД Д-27, синтезованої з урахуванням запропонованого методу, які містили етапи напівнатурного моделювання, а також випробувань на гвинтомоторному стенді та літаку Ан-70.

Отримано такі основні результати:

8.1. Підтверджено коректність запропонованих алгоритмів формування рішення про вмикання реверса та корекцію програми керування тягою за поздовжнім перевантаженням.

8.2. Показано суттєве скорочення посадочної дистанції під час замкненого керування ГВ порівняно з пасивним реверсом.

8.3. Рекомендовано виконувати перехід на замкнене керування ГВ на режимах реверсу за кутом рев.min.

8.4. Максимальні значення негативної тяги забезпечуються за умов корекції програм керування двигуном і ГВ за швидкістю.

8.5. Отримане значення коефіцієнта реверсування для літака Ан-70 складає 0.27, що відповідає технічним вимогам до силової установки. Використання розроблених методів формування тяги дозволяє скоротити довжину пробігу на 25…75 відсотків (в залежності від умов посадки).

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

1. А.с. 182832 СССР, МКИ 5В64D31/00, В64D31/06. Система управления двигательной установкой летательного аппарата / В.П. Ищук, А.Г. Эпельбаум, О.Л. Свитский, Е.В. Распопов (СССР). - № 4798189/23; заявл. 05.03.90; опубл. 1993, Бюл. № 23. - С. 32.

Здобувачем обґрунтовано можливість використання прямого виміру тяги гвинтовентилятора в системі автоматичного керування.

2. Отработка информационного взаимодействия систем электронного борта самолета Ан-70 / В.П. Ищук, Л.Н. Морозов, Г.Г. Сильченко, И.И. Бондарь, В.В. Золотухин, Л.Д. Яцко, С.В. Епифанов, А.П. Мазурков, Ю.А. Мотора, А.А. Резуненко // Авиационно-космическая техника и технология / Тр. Гос. аэрокосмического ун-та «ХАИ». - Харьков: Гос. аэрокосмический ун-т «ХАИ», 1998. - С. 321-324.

Здобувачем розроблено постановку завдання, визначено схему взаємодії інформаційних систем силової установки та сформульовано висновки.

3. База данных для интеллектуальных информационных технологий контроля и диагностики силовых установок летательных аппаратов / Г.Г. Куликов, П.С. Котенко, В.С. Фатиков, В.Ю. Арьков, В.П. Ищук // Авиационно-космическая техника и технология: науч.-техн. журн. - 2003. - № 7(42). - С. 132-136.

Здобувачем визначені перспективні напрямки розвитку інформаційних систем супроводження напівлунатурних і натурних випробувань двигунів і їх систем автоматного керування.

4. Комплекс информационного и полунатурного моделирования систем автоматического управления и контроля / В.С. Фатиков, Г.И. Погорелов, И.И. Минаев, Р.М. Азанов, С.Г. Куликов, В.П. Ищук // Вестник двигателестроения: науч.-техн. журн. - 2005. - № 2. - С. 155-160.

Здобувачем впроваджено в інформаційні системи супроводження напівнатурних і натурних випробувань двигунів математичні моделі повітряних гвинтів у вигляді динамічних характеристик.

5. Ищук В.П. Регулирование отрицательной тяги силовой установки транспортного самолета / В.П. Ищук // Авиационно-космическая техника и технология: науч.-техн. журн. - 2006.

№ 7(33). - С. 45-57.

Здобувачем обґрунтовано методику використання динамічної характеристики гвинтовентилятора для визначення технічних вимог до швидкості приводу лопатей і програм керування на режимі «усталеного» реверсу.

6. Ищук В.П. Формирование потребных характеристик силовой установки для обеспечения короткой посадки самолета / В.П. Ищук, С.В. Епифанов // Вестник двигателестроения.- 2008. -

№ 3. - С. 9-14.

Здобувачем отримано рівняння руху літака під час пробігу в безрозмірній формі, виконано аналіз критеріїв подібності та розроблено загальну методику визначення пробігу за відомими тяговими характеристиками силової установки.

7. Обеспечение характеристик короткого взлета и посадки самолета с ТВВД / Г.Г. Куликов, П.С. Котенко, В.С. Фатиков, В.П. Ищук // Авиационно-космическая техника и технология: науч.-техн. журн. - 2008. - № 4(50).- С. 29-33.

Здобувачем запропоновано замкнене керування швидкістю літака з використанням керуючого діяння на тягу гвинтовентиляторного двигуна, яка вимірюється безпосередньо.

8. Системный анализ и организация интегрированного управления самолетом с турбовинтовентиляторными двигателями при посадке на короткие полосы /Г.Г. Куликов, П.С. Котенко, В.С. Фатиков, В.П. Ищук // Вестник УГАТУ. - 2008. - №2(27). -С. 12-19.

Здобувачем обґрунтовано корекцію програми керування тягою за поточним значенням поздовжнього перевантаження.

9. Интегрированное управление самолетом с турбовинтовентиляторными двигателями при посадке на короткие площадки / Г.Г. Куликов, П.С. Котенко, В.С. Фатиков, В.П. Ищук // Мир авионики.- 2008. - №4. - С. 44-49.

Здобувачем запропоновано методику визначення та використання динамічної характеристики дворядного гвинтовентилятора, обґрунтовано корекцію програми керування тягою за поточним значенням поздовжнього перевантаження.

10. Ищук В.П. Математическое моделирование турбовинтовентиляторных двигателей с использованием динамических характеристик / В.П. Ищук, С.В. Епифанов // Математичне та імітаційне моделювання систем МОДС'2008. 3 научн.-практ. конф. з міжнар. участю. - 23-27 червня 2008 р., Київ. - С. 278-280.

Здобувачем запропонована форма представлення, методика визначення та використання динамічної характеристики двохрядного гвинтовентилятора.

АНОТАЦІЯ

Іщук В.П. Формування тягових характеристик турбогвинтовентиляторних двигунів на режимах посадки літака. - Рукопис. Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за фахом 05.05.03 - двигуни та енергетичні установки. - Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «ХАI», Харків, 2008.

Дисертація присвячена проблемі формування тягових характеристик турбогвинтовентиляторных двигунів з метою підвищення посадочних характеристик літаків.

Запропоновано комплексний метод формування тягових характеристик ТГВД на режимах посадки з урахуванням особливостей руху літака і змінення тяги, а також динамічних характеристик силової установки під час заходу на посадку і пробігу. В основу цього метода покладено такі наукові результати, отримані автором вперше: критеріальні співвідношення між тягою і параметрами руху літака під час пробігу; методика формування математичної моделі двохрядного гвинтовентилятора у вигляді динамічної характеристики, поданої в графоаналітичній формі; логічна структура формування рішення про вмикання реверса; методика синтезу програми керування тягою ТГВД на режимах реверсу з урахуванням обмежень на параметри двигуна і гвинтовентилятора з використанням динамічної характеристики гвинтовентилятора; адаптивна корекція програми керування тягою ТГВД з урахуванням поздовжнього перевантаження. Результати відпрацьовано та впроваджено на літаку Ан-70.

Ключові слова: двигун, гвинтовентилятор, посадка, реверсування, тяга, математична модель, динамічні характеристики.

АННОТАЦИЯ

Ищук В.П. Формирование тяговых характеристик турбовинтовентиляторных двигателей на режимах посадки самолета. - Рукопись. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.05.03 - двигатели и энергетические установки. - Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е.Жуковского «ХАИ», Харьков, 2008.

Диссертация посвящена проблеме формирования тяговых характеристик турбовинтовентиляторных двигателей в целях повышения посадочных характеристик самолетов. Наиболее эффективное решение этой проблемы обеспечивается при минимальных значениях скорости захода на посадку и посадочной скорости, а также при максимальных значениях реверсивной тяги. Однако существующие системы штурвального управления и существующие системы реверсирования воздушных винтов не обеспечивают реализацию этих условий, проблема реверсирования силовых установок с двухрядными винтовентиляторами вообще не исследовалась.

Предложен комплексный метод формирования тяговых характеристик ТВВД при посадке с учетом особенностей движения самолета и изменения тяги, а также динамических характеристик силовой установки при заходе на посадку и пробеге. В основу этого метода положены следующие полученные автором впервые научные результаты: критериальные соотношения между тягой и параметрами движения самолета при пробеге; методика формирования математической модели двухрядного винтовентилятора в виде динамической характеристики, представленной в графо-аналитической форме; логическая структура формирования решения о включении реверса; методика синтеза программы управления тягой ТВВД на режимах реверса с учетом ограничений на параметры двигателя и винтовентилятора с использованием динамической характеристики винтовентилятора; адаптивная коррекция программы управления тягой ТВВД с учетом продольной перегрузки.

Показано, что существенное влияние на длину пробега оказывает динамика перехода СУ с режима полетного малого газа на режим «установившегося» реверса, анализ которой требует учета взаимодействия двигателя и винтовентилятора. С использованием динамической характеристики двухрядного винтовентилятора (типа СВ-27) выявлены его характерные особенности на режимах реверса: наличие зоны (по угловому положению лопасти) статической неустойчивости, существенное различие значений тяги, а также влияние мощности свободной турбины на разность частот вращения переднего и заднего винтов. Разработаны методические подходы к определению потребных скоростных характеристик сервопривода лопастей ВВ из условий ограничений раскрутки винтов с использованием динамической характеристики ВВ. Предложена структура САУ ТВВД на режимах реверса, отличающаяся замкнутым управлением частотами вращения винтов, переход на которое формируется с использованием динамической характеристики ВВ. Выполнены комплексные исследования САУ ТВВД Д-27, синтезированной с учетом предложенного метода, которые включали в себя этапы полунатурного моделирования, а также испытаний на винтомоторном стенде и самолете Ан-70.

Ключевые слова: двигатель, винтовентилятор, посадка, реверсирование, тяга, математическая модель, динамические характеристики.

ABSTRACT

Ishchuk V.P. Turbopropfan engines thrust performances development of at airplane landing. - The manuscript. Thesis for scientific degree of the Candidate of Science (Engineering) on the speciality 05.05.03 - engines and power plants. - The Zhukovsky National Aerospace University «KhAI», Kharkov, 2008.

The problem of turbopropfan engines (TPFE) thrust performances development is considered. The main goal is airplane landing performance improvement.

Complex method for TPFE thrust performances development at landing is proposed taking into account peculiarities of airplane motion and thrust variation, also dynamic properties of power plant at landing and run. The following obtained by the author for the first time scientific outcomes are put in a basis of this method: criteria relations between thrust and parameters of the plane motion at run; a procedure of forming of two-row prop-fan mathematical model as a dynamic characteristic, introduced in the graph-analytic shape; logic structure of a solution about switching of a reversion on; a procedure of synthesis of a time schedule control by TPFE thrust in conditions of a reversion taking into account restrictions on parameters of engine and prop-fan using a prop-fan dynamic characteristics; adaptive correction of a TPFE thrust time schedule control by a longitudinal overload. The outcomes are completed and introduced by the plane Аn-70.

Key words: engine, prop-fan, landing, reversing, thrust, mathematic model, dynamic performance.

Размещено на Allbest.ru

...