Интерфейс «Самолет/Двигатель»

⇐ ПредыдущаяСтр 8 из 8

Для обмена данными между блоком ЕЕС и системами самолета необходим интерфейс между двигателем и системами самолета. Для уменьшения количества проводов данные передаются и получаются через шины данных. Шины данных от ЕЕС к интерфейсу компьютера проложены внутри планера. У самолетов Airbus А320 и А340 этот компьютер называется блок сопряжения двигателя (EIU – Engine Interface Unit) или блок сопряжения двигателя и мониторинга вибрации (EIVMU - Engine Interface Vibration Monitoring Unit) у самолета Airbus А340. Для каждого двигателя установлен свой блок. Функции интерфейса могут быть так же разделены и возложены на два разных компьютера для каждого двигателя.

Рис. 56. Упрощенный интерфейс «Двигатель CFM56-5B /самолет А320»

Для снижения веса количество шин данных между ЕЕС и интерфейсом компьютера ограничено, т.к. между двумя компьютерами достаточно большое расстояние. Например: блок ЕЕС самолета А320 соединен с EIU при помощи 5 шин данных. Для поддержания работы двигателя в случае отказа EIU шины данных от компьютеров полетной информации имеют прямые соединения с ЕЕС.

ЕЕС получает следующие данные от компьютеров полетной информации: число М, полное давление, высоту и полную температуру. Другими важными данными являются: статус «земля/воздух» самолета, положение закрылков, требуемая величина отбора воздуха и параметр режима автоматической тяги. Эти данные передаются соответствующим компьютером систем самолета (ASC – Aircraft System Computer) через EIU.

Дискретные входные сигналы от систем самолета или регуляторов двигателя оцифровываются компьютером интерфейса. Обычно это сигналы положения контрольных переключателей двигателя, например, переключателя режима, переключателя запуска, главного переключателя и переключателя противообледенительной системы. Цифровые входные сигналы от различных систем самолета передаются через компьютер интерфейса по шинам данных через ЕЕС.

У самолетов Airbus подача энергии от сети самолета в ЕЕС и систему зажигания так же происходит через EIU. После останова двигателя на земле EIU отсоединяет питание ЕЕС от самолета. На самолете Boeing (В737-800) это осуществляет компьютер интерфейса (DEU). Отсоединение питания обеспечивает безопасность двигателя, когда самолет находится на стоянке под электропитанием.

На интерфейс компьютера могут быть возложены некоторые функции мониторинга масляной системы двигателя, например определение температуры масла. В данном случае интерфейс компьютера является источником данных для системы индикации. Для всех остальных данных источником индикации в кабине пилотов является ЕЕС. У самолетов Airbus шины данных для системы индикации проложены напрямую к компьютеру системы индикации. Они не проходят через EIU для непрекращающейся передачи данных в случае отказа EIU. У самолетов Boeing (В737-800) все данные индикации от ЕЕС поступают в блоки DEU, т.к. они являются частью системы индикации.

Рис. 57. Упрощенный интерфейс «Двигатель» CFM56-7B/самолет B737NG»

САУ (САР) типа «FADEC» конкретных двигателей

В данной главе описываются различия конструкции базовых систем FADEC, используемых на распространенных двигателях. Существуют различные назначения функций систем.

ТРДД семейства CFM56-(5B, 7В)

Двигатели CFM56-5B (CFM) установлены на самолетах семейства Airbus (А318 – А321). Системы FADEC имеют базовую конструкцию систем FADEC GEAE. В данных системах все сервоклапаны находятся внутри блоков HMU. Схема данной структуры показана на рис. 58. Единственными электрическими компонентами на приводах являются датчики положения. Компьютер системы FADEC называется электронный регулятор (ECU). В данных системах применяется такой же ECU, как и у FADEC CF6-80-C2 с некоторыми усовершенствованными деталями. Они принадлежат более раннему поколению, чем ЕЕС CFM56-7B и не имеют способности индикации параметров маслосистемы. Данные индикации масляной системы обрабатываются ЕIU. Принципиальная схема интерфейса Самолет/Двигатель показана на рис. 56.

Основным параметром управления для регулировки тяги является частота N1. Когда двигатель управляется при помощи РУД, блок ECU регулирует тягу в соответствии с углом установки РУД. Блок ECU определяет угол установки РУД при помощи датчика, установленного на рычаге. Для режима автоматической тяги блок ECU получает командный сигнал N1_cmd от системы автопилотирования.

Рис. 58. Базовая схема системы FADEC двигателя CFM56-5B

Для управления двигателем блок ECU должен управлять следующими системами:

· системой зажигания;

· топливным обратным клапаном для контроля нагрева;

· системой запуска;

· реверсивным устройством.

Датчики двигателя разделяются на две группы. Одна группа включает датчики для сигналов управления, другая – датчики для сигналов мониторинга. Сигналы управления используются для управления двигателем при помощи ЕСU и для мониторинга состояния двигателя (ECM). Сигналы мониторинга используются только системой ECM. Датчики для мониторинга являются одинарными. Все датчики газового тракта и частоты вращения являются элементами типа LRU.

Рис. 59. Блок ЕСU на правой стороне корпуса вентилятора CFM56-5B

Рис. 60. Блок HMU двигателя CFM56-5B

Из заглушки входных данных блок ECU получает данные об уровне тяги, фактической конфигурации двигателя из всех возможных вариантов конфигураций CFM56-5В и управляющий параметр N1.

Способность управлять системой зажигания и запуска позволяет FADEC осуществлять автоматический запуск двигателя. Во время автоматического запуска блок ECU отслеживает все основные ограничения двигателя и предотвращает их превышение посредством прерывания цикла запуска. В качестве альтернативы возможен ручной запуск двигателя.

Если во время работы двигателя зафиксирован срыв пламени, блок ECU активирует систему зажигания. Внутри блока установлены реле, необходимые для подачи напряжения в систему зажигания. Напряжение в систему подается от сети самолета.

Для работы реверса ECU должен определить, что РУД находится в диапазоне реверса, и все остальные дополнительные ограничения (самолет на земле, двигатель запущен) должны выполняться. Во время работы реверса ECU контролирует работу двигателя относительно эксплуатационных условий работы реверса. Никаких других компонентов, кроме ECU и системы РУД не нужно для работы реверса.

Если в системе FADEC возникает один или более отказов, программа обслуживания выпускает сообщение об отказах в центральный компьютер данных о ТО самолета. Программа обслуживания так же используется для тестирования системы. Она может выполнять электрическую проверку ECU и тест системы FADEC с запуском двигателя. Во время теста с запуском в систему подается давление о топливного насоса, привода так же могут перемещаться во время этого теста. Этим обеспечивается тестирование датчиков обратной связи.

Для проверки системы зажигания применяется тест зажигания. Во время этого теста ЕСU активирует систему зажигания, когда двигатель не запущен. Без такой функции тестирования необходимо деактивировать другие компоненты системы до того, как система зажигания будет включена вручную. ECU отслеживает подачу питания в коробки зажигания. Работа свечей зажигания определяется на слух.

ТРДД RB211-535E4

ТРДД V2500-A5

Двигатель V2500-A5 (IAE) устанавливается на самолетах семейства Airbus (А319 – А321). Основные функции и задачи системы аналогичны системе FADEC двигателя CFM56-5B. Интерфейс Самолет/Двигатель имеет такую же конструкцию. Система FADEC двигателя V2500-A5 имеет конструкцию, сходную с системами двигателей Pratt& Whitney. В гидромеханической части используется устройство дозировки топлива (FMU). Сервоклапаны для разных приводов находятся внутри приводов. Подача сервотоплива на привода осуществляется со входа FMU. Вместо простого обратного клапана для контроля нагрева топлива и масла, в V2500-A5 применяется более сложный дивертер и обратный клапан. Для этой цели так же установлен воздушно-масляный радиатор (АСОС – air cooler oil cooler) с модулирующим клапаном, имеющим привод от давления топлива. Для работы радиатора используется воздух от вентилятора.

Рис. 61. Базовая схема системы FADEC двигателя V2500-A5

Рис. 62. Блок ЕЕС двигателя V2500-A5

В качестве основного параметра управления тягой используется отношение EPR. Реальная величина EPR рассчитывается путём использования сигналов Р2 и Р49. Во время режима автоматической тяги блок ЕЕС получает от системы автоматического управления полетом величину командную EPR_cmd.

Если блок ЕЕС не может замерить давление для расчета EPR или пилот выбирает режим N1, система работает в альтернативном режиме N1. В этом режиме основным параметром управления тягой является частота N1, и двигатель может работать без ограничения режимов тяги во всех фазах полета. Функция автоматической тяги не может быть использована в этом режиме, поскольку система автоматического управления полетом посылает только значение EPR_cmd, а не N1_cmd.

На рисунке 61 показана группа датчиков двигателя. Для замера частоты N2 ЕЕС использует значение частоты малогабаритного генератора переменного тока системы FADEC. Специальный датчик частоты N2 не установлен. Датчики в соответствующей точке воздушного потока (station 25) и датчик частоты N1 разработаны не как быстросъемные агрегаты (LRU). Они могут быть заменены только после разборки двигателя. Датчик N1, установленный на корпусе переднего подшипника, имеет запасной зонд, который может быть соединен с блоком ЕЕС в случае выхода из строя основного зонда. Соединительная клемма зонда расположена на задней стороне разделительного корпуса.

Заглушка входных данных ЕЕС хранит данные о величине тяги, серийном номере двигателя и информацию о том, что управляемым параметром является отношение EPR.

Блок реле, расположенный перед ЕЕС, содержит реле для переключения системы зажигания. Датчик Р2, расположенный перед вентилятором, снабжен электрическим подогревом. Подогрев включается только при низкой температуре окружающего воздуха. Он активируется ЕЕС. Для этой функции ЕЕС использует третье реле в блоке реле. Электропитание для обогрева датчиков и для системы запуска отбирается от воздушного судна.

Рис. 63. Привод клапанов VSV двигателя V2500-A5 с электрическими разъёмами

В компрессоре высокого давления такого двигателя установлено 4 клапана перепуска воздуха. Давление воздуха для привода этих клапанов подаётся с помощью пневматических электромагнитных клапанов. На каждый клапан перепуска установлен свой электромагнитный клапан, и они соединены с блоком ЕЕС.

Большинство тестов системы схожи с теми, которые выполняются на двигателе CFM56-5В, но один важнейший тест недоступен. Это холодный запуск с помощью системы FADEC. В то время как на двигателе CFM56-5B проверка компонентов системы после их установки может быть выполнена с помощью холодного запуска FADEC, на двигателе V2500 это можно сделать, только запустив двигатель. Для проверки функции обогрева датчика Р2 существует тест проверки обогрева датчиков.

ТРДД PW4000

ТРДД TRENT 500

Двигатель Trent 500 (Rolls-Royce) установлен на самолетах семейства Airbus (А340 - A500/600). Интерфейс между двигателем и воздушным судном основан на проекте А-320, но дополнительно установлено фиксированное соединение между ЕЕС и панелью управления кабины пилотов. Благодаря такой доработке запуск двигателя может быть произведён даже в случае отказа интерфейсного компьютера. Каждый блок сопряжения двигателя имеет встроенный компьютер слежения за вибрацией. Эти компьютеры называются блок сопряжения двигателя и мониторинга вибрации (EIVMU) на А-340. Датчики слежения за масляной системой подсоединены к блоку ЕЕС.

В системе FADEC двигателя TRENT 500 блок HMU используется как для топливодозирующей функции, так и для управления приводом клапанов VSV. В топливной системе нет возвратного клапана. Для охлаждения масла в IDG используется воздушный радиатор. Для управления охлаждением на выходной трубе радиатора установлен двухпозиционный клапан регулировки подачи воздуха. Клапан управляет расходом воздуха вентилятора, разделяя на порции его подачу в радиатор. Расход воздуха через оставшуюся часть радиатора не ограничивается. Когда блок ЕЕС посылает сигнал на открытие клапана регулировки подачи воздуха, охлаждающее действие увеличивается.

Все перепускные клапаны и клапаны охлаждения воздушной системы двигателя работают пневматически. Для управления этими клапанами блок ЕЕС электрически переключает соответствующие электромагнитные клапана. На рис. 64 показана базовая схема этой системы FADEC.

Рис. 64. Базовая схема системы FADEC двигателя Trent 500

ЕЕС состоит из двух каналов А и В. Аппаратное обеспечение каждого канала можно разделить на 3 группы: блок питания (конвертер мощности), система защиты от заброса оборотов и аппаратное обеспечение управляющего компьютера. Блок питания подает электропитание для системы защиты от заброса оборотов и для аппаратного обеспечения управляющего компьютера.

Система защиты от заброса оборотов получает данные от датчиков частоты вращения валов компрессора N1 и N2, а также с датчика турбины N1. Эта подсистема независима от работы аппаратного обеспечения управляющего компьютера. Дополнительный датчик N1 турбины используется для определения разрушения вала N1. Разрушение вала определяется сравнением показаний датчика N1 компрессора с датчиком N1 турбины. Когда система определяет заброс оборотов ротора N1 или N2 или разрушение вала N1, она перекрывает клапан заброса оборотов внутри блока HMU. Величина частоты вращения вала передается на управляющий компьютер для обработки и передачи в систему индикации. Частота вращения вала N3 определяется, используя переменный ток генератора FADEC.

Для управления тягой эта система также использует отношение EPR как основной управляемый параметр. Значение EPR рассчитывается блоком ЕЕС на основании значений параметров Р20 и Р50. Кроме того, доступен альтернативный режим работы N1. Блок ЕЕС работает в этом режиме, если нарушено определение давлений для расчета EPR либо режим N1 выбран переключателем пилота.

Все входные данные блок ЕЕС получает от датчиков двигателя. Это показано на рис. 64. Особенными являются датчики заброса оборотов IPT. Эти датчики замеряют температуру воздуха перед и за диском промежуточной турбины (IPT – intermediate pressure turbine). Блок ЕЕС передает предупредительный сигнал на дисплей в кабине, если температура превышает ограничения. На рис. 64. также показан сигнал на соленоид разгрузки гидравлического насоса. Эта функция обеспечивает работу насоса без нагрузки в режиме авторотации.

Заглушка входных данных установлена в верхней части блока ЕЕС. От нее блок получает следующие данные:

· серийный номер двигателя;

· диапазон тяги;

· приведенная величина EPR;

· приведенная величина EGT;

· конфигурация двигателя.

Для тестирования системы доступно большее количество проверок. Тестирование зажигания и нагрева датчиков производится аналогично двигателю V2500-5A.

Во время проверки работы VSV приводы перемещаются во время сухой прокрутки двигателя стартером. Система VSV является единственной системой с приводом от топлива. Блок ЕЕС выполняет проверку компонентов приводов совместно с датчиками положения обратной связи.

Процедура проверки реверсивного устройства позволяет проверку его работы и работы клапанов управления механизма гидравлического управления устройством.

Проверка дискретного выходного сигнала используется для имитации сигнала запущенного двигателя в систему самолета. С этим тестом можно проверить правильность работы задействованных систем самолета после начала теста.

Во время теста разгрузки гидронасоса выполняется сухая прокрутка двигателя стартером, блок ЕЕС активирует соленоид разгрузки давления гидронасоса. Оператор должен проверить падение давления гидронасоса.

Существует тест для проверки сигнализатора стружки с электрическим мониторингом. Происходит проверка работы сигнализатора стружки и наличие прироста стружки.

Пневматические перепускные клапаны КВД можно проверить при помощи тестирования программы работы перепускных клапанов. Проверка производится во время работы двигателя на наземном МГ. Оператор может открыть или закрыть каждый клапан через меню ЕЕС. Данная проверка производится для обнаружения залипания клапанов и других отказавших компонентов системы.

Еще одним пунктом технического обслуживания является мойка газогенератора. Во время мойки двигателя водой клапаны VSV переводятся в открытое положение, происходит прокрутка двигателя стартером.

ТРДД Sam146

Работу двигателя SaM146 обеспечивают следующие системы, установленные на двигателе:

- топливная система,

- система контроля параметров двигателя,

- воздушная система,

- система запуска,

- система зажигания,

- масляная система,

- цифровая электронная система управления двигателем с полной ответственностью (FADEC),

Первые пять системы работают под управлением FADEC.

Работу мотогондолы и некоторых систем самолета обеспечивают компоненты следующих систем, установленных в мотогондоле и на двигателе:

- системы электроснабжения,

- гидравлической системы,

- пневматической системы,

- противообледенительной системы,

- противопожарной системы,

- системы реверсирования тяги (управляется FADEC).

FADEC Назначение

ДвигательSaM146 работает под контролем цифровой системы управления с полной ответственностью FADEC (Full Authority Digital Engine Control).

Система обеспечивает полный контроль работы двигателя на всех режимах прямой и обратной тяги.

Система обеспечивает устойчивую работу, как на установившихся режимах, так и на переходных, задаваемых командными сигналами, поступающими от экипажа.

FADEC обеспечивает мониторинг состояния двигателя, и снабжает информацией в кабине систему индикации параметров двигателя и систему аварийной и предупреждающей сигнализации.

FADEC осуществляет поиск неисправностей и обеспечивает информацией централизованную систему технического обслуживания.

FADEC также:

- контролирует запуск двигателя, последовательность зажигания и останов двигателя,

- управляет тягой на двух режимах: ручном и автоматическом,

- контролирует расход топлива,

- обеспечивает оптимальные режимы работы, управляя течением воздуха по тракту двигателя и регулируя зазор над рабочими лопатками ТВД

- контролирует температуру масла, интегрированного привод - генератора

- защищает ротора низкого и высокого давлений от превышения максимально допустимых уровней оборотов N1и N2,

- обеспечивает системы самолета данными, необходимыми для индикации, контроля состояния и технического обслуживания,

- обеспечивает выполнения ограничений по работе системы реверса тяги на земле

FADEC Состав системы

В состав системы входят компоненты, обеспечивающие контроль, управление и защиту двигателя.

Основными модулями системы управления являются:

- модуль цифрового управления двигателем (DECU),

- модуль защиты двигателя от превышения оборотов (EOSU).

Другими важными компонентами системы управления FADEC являются:

- топливодозирующий модуль (FMU), который устанавливает расход топлива в соответствии с командами DECU,

- блок управления приводами (ACU), который преобразует сигналы, поступающие от DECU в перемещения приводов клапанов и лопаток, имеющих обратную связь с DECU,

- модули зажигания и воздушный клапан стартера (SAV),

- жгуты проводов,

- датчики,

- генератор на постоянных магнитах (PMA), обеспечивающий DECU электропитанием, а EOSU информацией о скорости вращения РВД N2.

FADEC –компоненты системы

СИСТЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ

Топливная система

Топливная система обеспечивает необходимую расход топлива через форсунки камеры сгорания и сервоприводы механизмов изменения геометрии проточной части двигателя. Топливная система состоит из:

- системы распределения топлива,

- системы управления подачей топлива,

- системы контроля и защиты.

Топливная система обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания в соответствии с управляющими сигналами, задаваемыми FADEC.

Система осуществляет подачу топлива в приводы механизмов регулирования геометрии проточной части двигателя в соответствии с сигналами также получаемых от FADEC.

СИСТЕМА РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ТОПЛИВА

На левой стороне двигателя установлены:

- линии подачи в двигатель и возврата в топливный бак,

- главный топливный насос (на коробке приводов),

- клапан отключения форсунок (BSV),

- клапан возврата топлива (FRV),

- 18 топливных форсунок (вокруг камеры сгорания).

Все компоненты расположены на опоре вентилятора кроме клапана отключения форсунок, который располагается на корпусе газогенератора.

Краткое описание компонентов:

- Основной топливный насос представляет собой 2-х ступенчатый насос с приводом от двигателя. Расположен на задней части коробки агрегатов, над промежуточной коробкой (TGB), в положении 9 часов.

- клапан отключения форсунок (BSV) представляет собой нормально-открытый электроклапан. Расположен на переднем корпусе КВД в положении 10 часов.

- клапан возврата топлива (FRV) представляет собой электроклапан с штуцерами подвода (один) и отвода (два) топлива и 2 электрическими разъемами. Установлен на корпусе вентилятора в положении 10 часов,

- 18 топливных форсунок расположены вокруг камеры сгорания в ее передней части. Форсунки имеют входной штуцер, корпус, крепление и распылительную головку. Для доступ к основному топливному насосу и клапану возврата топлива необходимо открыть левый капот вентилятора.

После открытия левой створки системы реверса тяги возможен доступ к клапану отключения форсунок и топливным форсункам.

Топливо также подается:

- в блок управления приводами (ACU),

- клапана и приводам воздушной системы двигателя.

На правой стороне двигателя расположены:

- теплообменник интегрированного привод-генератора,

- модуль фильтров и теплообменников (FEU), с установленными фильтрующими элементами,

- топливодозирующий модуль,

- фильтр топливных форсунок,

- датчик засорения топливного фильтра,

- датчик температуры топлива.

Компоненты расположены:

- теплообменник интегрированного привод-генератора представляет собой топливо-масляный радиатор. Установлен на корпусе опоры вентилятора в положении 2 часа в основной топливной магистрали за топливным фильтром, между первой центробежной ступенью топливного насоса и второй ступенью высокого давления, выполненной на базе шестеренчатого насоса,

- модуль фильтров и теплообменников состоит из трех секций, образованных двумя теплообменниками и топливным фильтром. Установлен на корпусе опоры вентилятора в положении между 4 и 5 часами,

- фильтрующий элемент топливного фильтра представляет собой сменный катридж, выполненный из пластика и композиционного материала. Катридж установлен внутри корпуса модуля фильтров и теплообменников. Расположен впереди, рядом с масляным баком, в положении 4 часов,

- топливомер измеряет секундный расход топлива для индикации расхода и остатка топлива на центральном дисплее.

Установлен на корпусе вентилятора в положении 2 часа,

- фильтр топливных форсунок, состоит из корпуса и установленного в нем фильтрующего катриджа. Установлен на корпусе вентилятора в положении между 2 и 3 часами,

- датчик засорения топливного фильтра представляет собой дифференциальный датчик давления. Установлен на корпусе модуля фильтров и теплообменников (FEU), на корпусе

вентилятора в положении 4 часа,

- датчик температуры топлива выполнен на основе термосопротивления (RTD). Установлен на трубопроводе, между топливодозирующим модулем и топливомером (на корпусе вентилятора), в положении между 2 и 3 часами. Для доступа к компонентам необходимо поднять правый капот вентилятора.

Компоненты распределения топлива (левая сторона)

Компоненты распределения топлива (правая сторона)

Работа

Топливо из баков самолета по трубопроводу подается на вход топливного насоса. Пройдя центробежную ступень низкого давления, топливо прокачивается через топливо-масляный радиатор интегрированного привод-генератора.

Затем топливо последовательно проходит основной топливо-масляный радиатор, основной топливный фильтр и поступает в шестеренчатый насос высокого давления. После шестеренчатого насоса топливо возвращается в модуль фильтров и теплообменников, где разделяется на два потока, основной топливный поток и поток, направляемый в привода механизации для регулирования геометрии проточной части двигателя.

Насос высокого давления обеспечивает избыточную подачу топлива, поэтому неиспользованное топливо из топливодозирующего модуля и блока управления приводами перепускается на вход основного топливо-масляного теплообменника двигателя.

Основной топливный поток проходит в топливодозирующий модуль (FMU), где разделяется на два потока: расходный поток топлива в камеру сгорания и перепускаемый поток неиспользуемого топлива.

Расходуемый поток проходит топливомер, фильтр топливных форсунок и, далее, подается в сами топливные форсунки, причем в 12 форсунок напрямую а в 6 – через клапан отключения форсунок (BSV).

Неиспользованное топливо перепускается на вход основного топливо-масляного радиатора (в корпусе модуля фильтров и радиаторов), где оно соединяется с топливом, прошедшим через радиатор привод-генератора.

- Топливо, используемое для привода механизации двигателя, после фильтрации отправляется в теплообменник управляющего топлива, установленный в модуле фильтров и теплообменников. Далее топливо поступает в блок управления приводами, распределяющий его в приводы механизации двигателя.

Система управления двигателем осуществляет контроль температуры топлива с помощью датчика, установленного на выходе топливо-дозирующего модуля.

При достижении заданной температуры, если позволяет логика управления, FADEC открывает клапан перепуска топлива.

Часть горячего топлива, прошедшего через теплообменники привод-генератора и масла двигателя, перепускается в топливный бак самолета. К перепускаемому горячему топливу подмешивается холодное топливо из-за насоса низкого давления для ограничения температуры топлива, перепускаемого в бак.

Схема распределения топлива

Компоненты топливной системы предназначены:

- топливный насос низкого давления, получающий топливо из бака самолета (подает топливо через теплообменник привод-генератора

и блок фильтров и теплообменников на вход насоса высокого

давления);

- насос высокого давления: (под высоким давлением подает топливо в топливодозирующий модуль и блок управления приводами);

- теплообменник привод-генератора: (охлаждает масло системы охлаждения интегрированного привод-генератора);

- блок фильтров и теплообменников: (в основном теплообменнике охлаждает масло системы смазки двигателя, - в основном топливном фильтре очищает топливо, поступающее в насос высокого давления, - в теплообменнике сервоприводов подогревает топливо,

нагнетаемое насосом высокого давления в блок управления приводами, для устранения возможного наличия льда);

- датчик засорения топливного фильтра: (при засорении фильтрующего элемента фильтра, выдает сигнал для индикации в кабине экипажа);

- топливомер: (измеряет расход топлива для индикации на дисплеях в кабине экипажа);

- фильтр топливных форсунок: (очищает топливо от возможных загрязнений перед его подачей в камеру сгорания. Повышает надежность работы топливных форсунок);

- клапан отсечки топлива: (снижает выбросы окислов азота за счет увеличения перепада давления на оставшихся форсунка, приводящего к улучшению распыла топлива и повышению полноты сгорания);

- топливные форсунки: (распыляют топливо в камере сгорания);

- клапан перепуска топлива: (увеличивает расход топлива через теплообменники привод-генератора и системы смазки двигателя);

- датчик температуры топлива: (измеряет температуру топлива для модуля цифрового контроля двигателя (DECU).

Система управления

Система обеспечивает контроль параметров и управления двигателем на режимах прямой и обратной тяги (реверса) по сигналам, задаваемым из кабины экипажем.

Примечание: Функционирование системы управления не требует выполнения каких-либо регулировочных работ (регулировки оборотов “малого газа”, тяги на характерных режимах и т.п.).

Назначение

Система управления двигателя SaM146 обеспечивает создание тяги в соответствии с управляющими сигналами.

Тяга пропорциональна скорости вращения вентилятора (N1), которая является основным контролируемым параметром.

Управляя двигателем, система управления учитывает сигналы и параметры, получаемые от самолетных систем и измеряемые на двигателе.

Основным управляющим параметром является расход топлива (а также угла установки лопаток направляющих аппаратов КВД, перепуск воздуха и т.п...). Система управления обеспечивает заданные характеристики двигателя на установившихся и переходных режимов без превышения установленных эксплуатационных ограничений.

Общая схема управления

Общая схема управления

DECU назначение.

DECU получает сигналы от самолета и датчиков двигателя. На основании полученной информации и в соответствии с заложенным программным обеспечением, DECU вычисляет:

- необходимый расход топлива в камеру сгорания,

- позиции клапанов и приводов системы управления геометрией проточной части,

- требуемое положение клапана перепуска топлива в топливный бак самолета,

- положение клапанов системы реверса тяги,

- положение воздушного клапана стартера (SAV) при запуске двигателя.

DECU также управляет системой зажигания.

Кроме того, DECU получает и обрабатывает сигналы от двигателя и снабжает ими системы самолета для контроля и индикации состояния двигателя и систем самолета, контроля тяги и т.д…

Электропитание DECU обеспечивается как системой электроснабжения самолета, так и собственным генератором на постоянных магнитах (PMA).

EOSU назначение

Модуль ограничения оборотов двигателя EOSU предназначен для определения случаев превышения максимальных оборотов вентилятора (N1) или ротора газогенератора (N2) и подачи сигнала на отсечку подачи топлива.

EOSU обменивается информацией с самолетом и DECU и посылает сигналы управления на клапан отсечки топлива топливодозирующего модуля FMU.

EOSU получает электропитания от системы электроснабжения самолета. Для контроля уровней вибрации, компьютер системы контроля вибрации и состояния двигателя получает сигналы от датчиков вибрации, установленных на двигателе и датчиков скорости вращения роторов вентилятора и газогенератора. Эти сигналы проходят через модуль ограничения оборотов (EOSU).

Связь с системами самолета

FADEC:

- обменивается информацией с системой авионики,

- системой контроля вибраций двигателя,

- получает сигналы от системы управления в кабине самолета (РУД, переключатели на панелях управления, и т.п.),

- получает электропитание от системы электроснабжения.

Связь обеспечивают электрожгуты, проходящие в пилоне и самолете

Общая схема интерфейса «Самолет/Двигатель»

Воздушная система

Система обеспечивает отбор и перепуск воздуха для охлаждения деталей и узлов, наддува полостей, регулирования зазоров, повышения эффективности и устойчивости работы двигателя.

Масляная система

Масляная система двигателя обеспечивает смазку и охлаждение подшипников опор, шестерней и вспомогательных передач двигателя и коробки приводов.

Система зажигания

Система предназначена для зажигания топливо - воздушной смеси в камере сгорания. Система обеспечивает запуск двигателя на земле и в полете. Система позволяет восстановить горение топливо - воздушной смеси после срыва пламени в камере сгорания или повысить надежность горения при полете в неблагоприятных погодных условиях.

Система запуска

Система обеспечивает запуск и прокрутку двигателя.

Система индикации

Система обеспечивает для экипажа и технического персонала индикацию параметров рабочего процесса и технического состояния двигателя. Система осуществляет оповещение о наступлении отказных и аварийных ситуаций, выводит информацию о необходимых действиях экипажа.

ТРДД ПС-90

ТРДД Д-30КП (КУ)

ТВД

⇐ Предыдущая 1 2 3 4 5 6 78