Вопрос №34 Электрические устройства противопомпажных систем
При несоответствии режима работы авиадвигателя условиям полета, при попадании в воздухозаборник выхлопных газов от бортового реактивного оружия, при отказах системы управления силовой установкой может возникнуть помпаж, сопровождающийся резкими колебаниями давления по тракту авиадвигателя и резким возрастанием температуры газов перед турбиной.
Для предупреждения и устранения помпажа авиадвигателя применяются противопомпажные системы, которые производят кратковременную отсечку подачи топлива в основную камеру сгорания с последующим восстановлением исходного режима за счет включения соответствующих агрегатов запуска и топливной автоматики.
Работа электрифицированной противопомпажной системы типа БПС поясняется схемой на рис. 1.
Рис. 1. Схема электрифицированной противопомпажной системы типа БПС
При полете со скоростью М > 1,15 по сигналу от сигнализатора числа М полета СМ, а на высотах H > 3000 м при любой скорости полета по сигналу сигнализатора высоты СВ через ключ Кл1, выполненный на электромагнитных реле, подготавливается к работе сигнализатор появления помпажа СПП.
В момент появления помпажа срабатывает СПП и сигнал через ключ Кл2 поступает на релейное логическое устройство ЛУ1, на выходе которого включен генератор импульсов ГИ. Генератор импульсов преобразует непрерывный сигнал в импульсный с длительностью импульсов tи = 0,15с и с паузой tп = 0,1 с. Через выходной коммутатор ВК! импульсный сигнал подается на обмотку электромагнита прекращения помпажа ЭМПП, который осуществляет периодическую отсечку подачи топлива. Одновременно сигнал с ЛУ1 подается на логическое устройство ЛУ2, которое через ключ Кл4 и выходной коммутатор ВК2 включает в работу автомат запуска двигателя АПД и блок управления режимами АБУ.
Через 2 с после срабатывания СПП логическое устройство ЛУ1 закрывает ключ Кл2, прекращая работу ГИ и, следовательно, ЭМПП. Через 5 с после срабатывания СПП логическое устройство ЛУ2 закрывает ключ Кл4, в результате чего все элементы приходят в исходное состояние.
Если появление сигнала СПП сопровождается сигналом с РТ, свидетельствующим о забросе температуры газов Т4* , то в этом случае после срабатывания ключа Кл4 открывается ключ КлЗ и сигнал с регулятора температуры РТ поступает на ЛУ1. Это обеспечивает работу ГИ и ЭМПП независимо от состояния Кл2. Выключение ЭМПП в этом случае происходит одновременно с окончанием сигнала о забросе температуры о РТ. Все остальные элементы отключатся с помощью ЛУ2 через 5 с после окончания работы ЭМПП.
При работе системы по сигналу "Пуск" от боевой кнопки БК через ЛУ2 включается Кл4. Сигналы управления подаются на Кл1, КлЗ, ВК2. Происходит отключение на 5с питания сигнализатора СПП, отключение на 2,4с цепи прохождения сигнала с РТ, включение на 5 с автоматики запуска форсажной камеры (если двигатель работает на форсажных режимах). В этом случае противопомпажная система обеспечивает работу ЭМПП и защиту двигателя от перегрева только по сигналу с РТ не ранее чем через 2, 4с, и не позднее чем через 5с, а по сигналу СПП через 5с после нажатия на БК.
Принцип действия СПП поясняется рис. 2. При резком падении давления P2* за компрессором мембрана 1 прогибается вверх и замыкает контакты 7 и 8 цепи электрического сигнала.
Для исключения колебаний мембраны 1 при резком повышении давления Р2* служит мембрана 2, которая, прогибаясь вверх, открывает клапан 6 и через канал 5 выравнивает давление сверху и снизу мембраны 1.
При плавном изменении давления воздух успевает пройти через жиклер 4, выравнивая давление сверху и снизу, в результате чего контакты 7 и 8 не замыкаются. Фильтр 3 служит для предотвращения попадания пыли в сигнализатор.
Рис. 2. Принцип действия СПП |
Вывод: при несоответствии режима работы авиадвигателя условиям полета, при попадании в воздухозаборник выхлопных газов от бортового реактивного оружия, при отказах системы управления силовой установкой может возникнуть помпаж, сопровождающийся резкими колебаниями давления по тракту авиадвигателя и резким возрастанием температуры газов перед турбиной. Для предупреждения и устранения помпажа авиадвигателя применяются противопомпажные системы, которые производят кратковременную отсечку подачи топлива в основную камеру сгорания с последующим восстановлением исходного режима за счет включения соответствующих агрегатов запуска и топливной автоматики.
Вопрос № 35
Вопрос № 36,37(ОК)
Вопрос № 38
Воздухозаборник (входное устройство турбореактивного двигателя (ТРД)) предназначен для преобразования скоростного напора воздуха в полете в давление на входе в компрессор турбореактивного двигателя (всех модификаций и типов) и обеспечения двигателя потребным количеством воздуха на различных режимах работы (при том с минимальными потерями и устойчиво на всех режимах).
Назначение электрифицированных систем управления входными устройствами ТРД.
На самолётах, способных летать на скоростях свыше числа М, входные устройство принято называть сверхзвуковыми, которые предназначены для подвода необходимого количества воздуха к компрессорам и преобразования в полёте кинетической энергии воздушного потока в потенциальную энергию давления с минимальными потерями полного давления.
Классификация входных устройств:
1) в зависимости от скорости полёта:
дозвуковые;
сверхзвуковые,
2) в зависимости от схемы устройства (см. рисунок 1):
осесимметричные;
плоские,
3) по типу центрального управляющего тела:
конусные;
клиновые.
По мимо центрального управляющего тела в воздухозаборниках используются и другие управляющие элементы:
створки подпитки;
створки перепуска;
обечайки.
Рисунок 1. Внешний вид схемы расположения воздухозаборников на самолёте
Электрифицированные системы управления входными устройствами ТРД сверхзвуковых самолётов предназначены для измерения, контроля и регулирования процесса течения воздуха во входном устройстве с целью обеспечения эффективной и устойчивой работы силовой установки при всех условиях полёта самолёта и режимах работы двигателя.
На современных самолетах используются два типа воздухозаборников:
1) лобовые осесимметричные (управляемым элементом является подвижный конус);
2) боковые плоские (управляемым элементом являются подвижные панели клиньев ВУ).
Боковой плоский воздухозаборник представлен на рисунке 2.
Дополнительными управляемыми элементами являются выпускные (противопомпажные) створки. В настоящее время используются, главным образом, боковые плоские ВУ.
Дополнительными регулирующими элементами ВУ являются впускные (взлетные) створки и поворотная створка обечайки ВУ.
Профиль конуса или ступенчатого клина выбирается таким образом, чтобы обеспечивалась требуемая система скачков уплотнения, а сами скачки при расчетных условиях полета и режимах работы двигателя фокусировались на передней кромке обечайки ВУ.
Рисунок
2. Боковой плоский воздухозаборник: 1
– поворотная створка обечайки; 2 –
противопомпажная (выпускная) створка; 3
– взлётная (впускная) створка; 4 –
подвижные панели клина
Изображенная на рисунке 2 система скачков содержит три косых и один прямой скачки уплотнения.
После прямого скачка уплотнения воздушный поток имеет дозвуковую скорость, но подходя к минимальному сечению воздушного канала (горлу диффузора “а-а”) вновь приобретает скорость, равную скорости звука.
За горлом, в расширяющей части канала, сверхзвуковой поток разгоняется, а затем, в результате воздействия противодавления со стороны компрессора, вновь переходит в дозвуковой, с образованием замыкающего скачка уплотнения S. Положение этого скачка зависит от режима полета и режима работы двигателя. В зависимости от положения скачка S различают следующие режимы работы ВУ:
1) сверхкритический (скачок S находится за горлом, и в канале имеется сверхзвуковая зона);
2) критический (скачок S достигает горла и поток в канале становится дозвуковым);
3) докритический (скачок S выходит навстречу потоку воздуха перед плоскостью входа ВУ).
Оптимальным (расчетным) режимом работы ВУ является сверхкритический, так как наличие сверхзвуковой зоны в канале ВУ исключает влияние колебаний давлений воздуха и его расхода на основную систему скачков уплотнения.
Положение замыкающего скачка S в канале может изменяться в зависимости от режимов полета и работы двигателя. Для исключения этого явления ВУ должно быть регулируемым.
Вывод: электрифицированные системы управления входными устройствами ТРД сверхзвуковых самолётов предназначены для измерения, контроля и регулирования процесса течения воздуха во входном устройстве с целью обеспечения эффективной и устойчивой работы силовой установки при всех условиях полёта самолёта и режимах работы двигателя.