Вопрос № 33

Электрические регуляторы предельных температур газов за турбиной

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

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

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

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

Усиленное и выпрямленное напряжение ΔU₁ подается на второй каскад усиления, состоящий также из МУ и ФЧУ. С выхода ФЧУ второго каскада напряжение ΔU₂ подается на полупроводниковый симметричный триггер Т с одним устойчивым состоянием. Триггер управляет усилителем постоянного тока УПТ и полупроводниковым ключом ПК. Сигналы с УПТ ПК поступают в обмотки поляризованной магнитной системы исполнительного электромеханизма ИМ. С выходов Т и ПК на вход МУ второго каскада усиления подается сигнал инерционной отрицательной обратной связи ИООС, с помощью которой осуществляется широтно-импульсная модуляция напряжения, подаваемого на ИМ. Скважность импульсов на ИМ определяется величиной и знаком отклонения температура газов от настройки задатчика (рис. 4,б). ИМ воздействует на элементы системы регулирования подачи топлива в авиадвигатель, предотвращая перегрев авиадвигателя. Для повышения точности работы при различных условиях полета в регуляторах температуры осуществляются коррекций задатчика либо по температуре газов на входе в компрессор, либо по частоте вращения ротора ГТД, либо по высоте полета и т.п.

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

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

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

Рис. 1.5. Схема контроля исправности цепи батареи термопар

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

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

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