Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Выработка требований к резервным САУ авиационных ГТД 13
1.1. Влияние числа двигателей на надежность САУ, классификация САУ ГТД в зависимости от назначения самолета и числа установленных на нем двигателей 18
1.2. Анализ требований, предъявляемых к различным типам резервных САУ, выделение поля базовых функций резервной САУ 24
1.3. Метод экспертных оценок 33
1.4. Особенности системы типа FADEC 50
Глава 2. Критерии оценки РСАУ 56
2.1. Выбор критериев оценки рСАУ 61
2.2. Анализ зависимости массы и стоимости агрегатов от числа выполняемых ими функций 72
2.3. Сравнительный анализ надежности гидромеханической части электронной цифровой и супервизорной САУ 87
2.4. Комплексный критерий оценки рСАУ 101
Глава 3. Методика формирования структуры рСАУ 104
3.1. Алгоритм формирования САУ заданного показателя надежности 107
3.2. Рассмотрение возможных законов регулирования в резервной САУ 115
3.3. Алгоритм выбора структурной схемы рСАУ 127
Заключение 138
Литература 140
- Анализ требований, предъявляемых к различным типам резервных САУ, выделение поля базовых функций резервной САУ
- Анализ зависимости массы и стоимости агрегатов от числа выполняемых ими функций
- Сравнительный анализ надежности гидромеханической части электронной цифровой и супервизорной САУ
- Рассмотрение возможных законов регулирования в резервной САУ
Введение к работе
Очевидно, что двигателестроение играет ключевую роль в развитии авиации, обеспечении национальной безопасности, поддержании экономики страны. Благодаря целенаправленной политике, которая традиционно проводилась в России, наша страна входит в число четырех стран мира (наряду с Великобританией, США и Францией), владеющих полным циклом разработки' и производства авиационных двигателей для летательных аппаратов всех типов и назначений.
Работа любого современного авиационного двигателя невозможна без его всесторонней автоматизации. Системы автоматики газотурбинных двигателей* (ГТД) выполняют большое число функций, решают ряд задач, связанных, с получением требуемых характеристик двигателя, уменьшением* его массы, повышением надежности; ресурса, экономичности. Решению вопросов, связанных с разработкой? систем* автоматического управления (САУ), посвящены работы Б.А.Черкасова,. С.А. Сиротина, А.А. Шевякова, О.С. Гуревича, А.Н. Добрынина, значительный вклад в области- практических научно технических разработок внесли Ф.А. Короткое, В.И. Зазулов, А.Ф. Полянский, Ю.П. Дудкин, А.С. Бокарев, Ю.С. Агронский; Д.М; Сегаль.
Для современных. ГТД и их систем- управления характерно одновременное регулирование нескольких выходных параметров, широкий диапазон изменения динамических свойств ГТД, как объектов управления, изменение в процессе функционирования; качественного и количественного состава: подсистем управления, наличие в системах; управления нелинейных элементов.
При достигнутом в настоящее время высоком уровне параметров рабочего процесса авиационных ГТД дальнейшее улучшение характеристик силовых установок (СУ) ГТД связано с поиском новых путей как в направлении совершенствования рабочего процесса, схем, конструкции, материалов, так и в управлении СУ, при котором управление рабочим процессом в отдельных ее элементах (двигателе, воздухозаборнике, многофункциональном сопле) и силовой установке в целом, ставится в зависимость от управления самолетом или
использования установленного на нем оборудования, режима или этапа полета [7].
В этом случае САУ вместо заранее определенных и неизменных свойств должна иметь гибкие характеристики, видоизменяемые в полете методами» и средствами управления в соответствии с требованиями конкретных условий и режимов применения самолета.
Такой.подход может стать особенно эффективным при управлении силовой установкой современного многорежимного, самолета, к характеристикам которого на отдельных этапах полета предъявляются различные,.часто трудно совместимые требования.
Анализ состояния и тенденций развития САУ ГТД показывает, что кардинальное улучшение в этом направлении; может быть достигнуто только при применении электронно-цифровых систем регулирования. Гидромеханическая часть САУ должна быть существенно упрощена, а все основные функции управления должны обеспечиваться электронной частью системы. Это позволяет использовать гибкое интегрированное управление силовой установкой,, предусматривающее управление рабочим процессом, выбираемое в полете, в зависимости от окружающих условий и режима применения самолета, а также осуществить дифференцированный подход к использованию предельных характеристик двигателя.
В настоящее время на значительной части двигателей, производимых в России, установлены морально устаревшие гидромеханические и супервизорные системы регулирования, которые не; удовлетворяют требованиям, диктуемым современным уровнем развития техники. Электронные регуляторы при этом выполняют лишь небольшой- объем функций, связанных с ограничением предельных параметров двигателя, и не могут обеспечить, заданного: качества регулирования. Современные САУ ГТД являются в большинстве случаев гибридными системами, состоящими из гидромеханических, электронных и пневматических устройств. В качестве примера можно привести САУ-32 (двигатель НК-32, устанавливается на самолетах дальней стратегической авиации), САУ-59 (двигатель РД-ЗЗК, устанавливается на самолете МиГ-
29K) и некоторые другие системы. Эти системы были разработаны в 70-80х годах и со времени передачи их в серийное производство не подвергались существенной модернизации, хотя и проводились отдельные работы по улучшению их характеристик. Это обусловлено тем, что во время их разработки: не было реальных альтернатив гидромеханическим системам, в том числе приемлемых решений в области электронной техники и технологии, позволяющих построить САУ,. обладающие необходимым качеством и надежностью.
Хотя гидромеханические САУ достигли значительной степени
совершенства, им присущ ряд серьезных недостатков. В первую-очередь
это их высокая сложность и стоимость,, значительный вес и трудность
реализации требуемых законов управления двигателем.
Гидромеханические САУ включают в себя чрезвычайно сложные агрегаты. Так, например, для реализации 95 функций* управления турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой (ТРДДФ) IV-ro поколения требуется около 100 прецизионных пар, 6500 деталей. Цикл разработки таких систем составляет до 5 лет [1].
На современных зарубежных двигателях практически? не используются сложные гидромеханические регуляторы, реализация; выбранных законов и программ обеспечивается электронными регуляторами. Роль гидромеханических агрегатов сводится к обеспечению подачи топлива в двигатель и силовые гидроцилиндры его механизации и обеспечению резервных функций управления.
В настоящее время в России- осуществляется переход к созданию электронных САУ авиационных двигателей (АД) типа FADEC (Full Authority Digital Electronic Control system), т.е. к так называемым «системам с полной ответственностью», системам в которых электроника осуществляет управление двигателем на всех этапах и режимах полета.,
В России системы этого типа разрабатываются для модификаций двигателей АЛ-31Ф («99» изделие),.ПС-90 и ряда других изделий.
Переход от гидромеханических систем управления и регулирования двигателем к электронным системам требует проведения ряда теоретических исследований и решения: комплекса технических и
технологических задач. Прежде всего, это вопросы выбора оптимальной концепции САУ, интеграции систем управления самолетом и двигателем в единую систему, обеспечения необходимых показателей надежности системы; задачи разработки соответствующего математического обеспечения и необходимойэлементной базы.
Так, например, в связи с событиями,, произошедшими в России в течение последних 15 лет, на сегодняшний день практически нет элементной базы для электронных регуляторов, сколь либо сопоставимой по характеристикам с зарубежными аналогами.
В сложившейся ситуации фирмы, занимающиеся разработкой систем автоматического управления и регулирования АД, идут по пути приобретения элементной базы за- рубежом и построение САУ на ее основе.
В настоящее время разрабатывается ряд электронных регуляторов на основе импортной элементной базы с процессорами Intel 80С196КС и Motorolla MG-68332 для наземного и летного применения; Эти электронные регуляторы построены полностью на импортной элементной базе и включает в себя микросхемы таких фирм* как Intel, Hewlet Packard, Analog Devices, Burr-Brown, Linear Technology, Texas Instrument, Maxim и прочих, такие регуляторы в состоянии обеспечить требуемый уровень надежности САУ для многомоторного грузопассажирского самолета.
Следует отметить, что в связи с более динамичным развитием электроники и информационных технологий за рубежом- ряд фирм, занимающихся изготовлением САУ АД, рассматривал вопрос перехода к системам типа FADEC в середине 80-х годов. Некоторые аспекты і этого вопроса и проблематики, связанной с ним, были изложены в работах [64], [65], [66]. Тем не менее, в них приведены^ только общие положения, указаны основные преимущества электронно-цифровых САУ. Проблемы, возникающие.при переходе к электронным системам; пути их решения и более конкретные вопросы, связанные с обеспечением требуемых параметров САУ, рассмотрены не были.
При разработке САУ АД значительную роль играют не только основные рабочие параметры системы (такие, например, как реализуемые системой законы управления, статические и динамические характеристики, устойчивость САУ), но и ее надежность, масса, стоимость, ресурс, удобство эксплуатации и ряд других факторов.
На сегодняшний день одной из: наиболее острых для САУ АД, построенных на базе: электронных цифровых систем, является задача обеспечения необходимого уровня надежности. Это, прежде всего, обусловлено недостаточным опытом разработки и эксплуатации подобных систем.
Электронно-цифровая САУ имеет ряд существенных преимуществ перед гидромеханической, но у нее имеются и; серьезные недостатки.. Одним из основных является низкая: помехозащищенность, особенно в условиях воздействия- сильных электромагнитных и радиационных полей. Обеспечение надежного экранирования при минимальном увеличении массы системы является сложной технической задачей. Даже при ее успешном решении существует вероятность возникновения электромагнитной обстановки, в условиях которой защитные свойства экрана окажутся недостаточными.
Электронная САУ авиационного ГТД типа FADEC осуществляет управление и регулирование работы двигателя на всех; режимах работы и во всех условиях полета. В связи с этим даже кратковременный отказ электронного цифрового регулятора (ЭЦР), в результате которого может произойти, например провал тяги в условиях взлета- или посадки: приведет к потере машины. Таким образом; одним из определяющих требований предъявляемых к САУ является надежность. Это диктует необходимость обеспечения нового уровня надежности при: переходе к электронно-цифровым САУ типа FADEC по отношению к уровню, достигнутому при использовании гидромеханических САУ.
Существует несколько направлений решения данной задачи:
- повышение надежности; системы за счет увеличения надежности элементной базы, (применение импортной элементной базы);
- совершенствование алгоритмов управления (многосвязность управления, встроенная модель двигателя, реконфигурация при отказах);
. - организация структуры,системы направленной на обеспечение заданного уровня надежности.
На сегодняшний день основными методами повышения схемно-конструктивной надежности: системы является создание дублирующих каналов управления в электронном регуляторе и резервных; систем управления.
Отсутствие научно обоснованных методик выбора структуры построения резервной САУ (рСАУ) приводит к тому, что при разработке систем типа FADEC вопросы определения; необходимости резерва,, выбора объектов и схемы резервирования решаются на основе личного опыта и предпочтений конструктора.
Следует отметить, что вопрос создания резерва для электронно-цифровых САУ типа FADEC является новым для отечественного авиоагрегатостроения и, прежде всего, сводится к определению необходимого объема и состава функций резервной системы, ее структурного вида. При этом разрабатываемая резервная система должна обеспечивать выполнение функций, достаточных для работы двигателя на требуемом режиме. Требования к резерву определяются типом самолета, числом установленных на нем двигателей, характеристиками двигателей и рядом других факторов. Некоторые из них взаимно противоречивы. Вопрос выбора структуры построения рСАУ АД является сложной многофакторной задачей, решение которой необходимо для дальнейшего развития отечественного агрегатостроения; и обеспечения конкурентоспособности продукции на мировом рынке.
Предлагаемая работа призвана обобщить и систематизировать имеющийся опыт, выявить перспективную концепцию и основные требования, предъявляемые к САУ, дать рекомендации для разработки резервных систем.
Разработка научно обоснованной методики создания резервных САР оптимальных с точки зрения объема выполняемых функций
позволит снизить массу и стоимость, повысить надежность, улучшить основные характеристики рСАУ.
Ключевым моментом, позволяющим сократить сроки разработки САУ, снизить ее стоимость и повысить надежность является вопрос создания базовой унифицированной рСАУ.
Предлагаемая методика построения резервной системы регулирования может быть использована предприятиями-изготовителями авиационных;двигателей и предприятиями, занимающимися:разработкой; систем автоматического управления и регулирования АД.
В ходе работы рассмотрены основные аспекты, определяющие выбор структуры резервной; САУ; разработан подход к созданию резервной САУ авиационного ГТД, оптимальной по объему выполняемых функций.
Для достижения поставленной цели- требовалось решить следующие задачи:
1. Провести анализ современной концепции построения резерва.
Определить требования, предъявляемые к рСАУ АД в зависимости от
типа самолета и числа установленных на нем двигателей;
Исследовать вопросы выбора программ и законов регулирования в резерве.
Разработать методику создания резервных САР, оптимальных по объему выполняемых функций.
Определить алгоритм создания принципиальной схемы САУ заданного показателя надежности.
Разработать комплексный критерий- оценки рСАУ, позволяющий дать обобщенную оценку системы и провести сравнительный анализ различных схемно-конструктивных вариантов рСАУ.
При рассмотрении; рСАУ АД нельзя ограничиваться только положениями теории вероятностей и математической статистики. Резервная система является одной из подсистем, обеспечивающих работу двигателя, который в свою очередь является одной из основных систем самолета. Таким образом, решение задачи обеспечения необходимого уровня надежности САУ типа FADEC требует системного
подхода, построенного на базе положений теории надежности, теории ВРД, и теории автоматического регулирования. В работе использованы, положения теории ВРД, теорииавтоматического регулирования и теории надежности, а также методы математической статистики, теории вероятностей, элементы регрессионного анализа.
Экспериментальные исследования проводились с использованием-математических моделей двигателя и регулятора, а также результатов натурных испытаний САУ-235С на изделии «99».
В диссертационной- работе проведен анализ, современной концепции построения резерва; рассмотрены требования,. предъявляемые к рСАУ АД в зависимости от типа: самолета и числа установленных на нем двигателей; определены базовые функции, которые должна реализовывать рСАУ; разработана методика создания резервных САР, оптимальных по объему выполняемых функций; выбран комплексный критерий, позволяющий дать обобщенную оценку схемного решения, предпочтительного для реализации рСАУ; построен алгоритм формирования САУ заданного показателя надежности, определяющий выбор оптимального подхода; к обеспечению заданного показателя надежности! системы; предложены четыре типовые схемы рСАУ и модульный принцип построения резерва..
Разработан комплексный подход к созданию резервных систем автоматического управления;и регулирования авиационным двигателем, предназначенных для совместной работы с электронной цифровой» системой автоматического управления, и регулирования типа FADEC, позволяющий, унифицировать гидромеханическую часть основного регулятора, упростить процесс выбора объема и состава функций, выполняемых рСАУ, свести задачу разработки структурной схемы рСАУ к выбору типовой схемы, максимально унифицировать и конструктивно упростить резерв. На защиту выносятся следующие вопросы:
1. Результаты анализа современной концепции построения резерва и
требований,, предъявляемых к рСАУ АД: в зависимости от типа
самолета и числа установленных на нем двигателей. Результаты экспертной оценки современной концепции резерва
Комплексный критерий оценки рСАУ, позволяющий дать обобщенную оценку системы с точки зрения ее надежности, массы и унификации.
Результаты анализа схемно-конструктивной надежности, массы и стоимости агрегатов гидромеханической части САУ (в зависимости от числа функций).
Методика формирования структуры рСАУ.
алгоритм формирования рСАУ заданного показателя надежности;
четыре типовых схемы рСАУ. Основные положения данной работы докладывались и обсуждались на:
четвертой международной научно-технической конференции «Чкаловские чтения» Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники, ЕАТК ГА, 2002;
двадцать седьмых академических чтениях по авиации и космонавтике, Москва 2003;
пятой международной научно-технической конференции «Чкаловские чтения» Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники, ЕАТК ГА, 2004;
По результатам проведенных исследований опубликовано 3 работы [26], [27], [28], получен патент № 37528 на полезную модель системы регулирования подачи топлива в основную камеру сгорания [63].
Диссертация состоит из введения, трех глав и заключения, содержит 145 страниц машинописного текста и иллюстративно-табличного материала, а также 30 страниц приложений.
Библиография - 66 наименований использованных литературных источников.
Анализ требований, предъявляемых к различным типам резервных САУ, выделение поля базовых функций резервной САУ
Анализ требований, предъявляемых к ГТД различных типов самолетов, показывает, что гидромеханическое резервирование САУ необходимо в настоящее время только для некоторых их типов. По имеющимся данным современный уровень развития САУ АД за рубежом предполагает следующее отношение к резервированию: ? Двигатели (гражданской авиации) ГА, (2 и более) и ТВД - без гидромеханического (г/м) резерва, предполагается использование надсистемных ограничителей; ? Вертолетные двигатели - без г/м резерва, электронный резерв; ? Двигатели самолетов военной авиации: - 2-х двигательные самолеты — минимальный г/м резерв, возможно без г/м резерва; - однодвигательные, палубного базирования — с г/м резервом.
Объем функций, реализуемых резервной САУ АД, определяется, прежде всего, типом самолета, его концепцией, типом и числом двигателей. Состав функций выполняемых рСАУ, определяется ограничениями, накладываемыми в первую очередь на изменение тяги, запасов устойчивости, безотказность САУ, ее массу и стоимость. К настоящему времени специалисты ряда предприятий, например НПП «ЭГА», квалифицируют системы автоматического управления и топливопитания по назначению на следующие 5 типов: - САУ для ТРДД ТВД двигателей большой мощности гражданской авиации; -САУ для ТРДД, ТВД и ТВлД двигателей малой мощности (до 3000 кВт); - САУ для ТРДДФ двигателей военной авиации - САУ для беспилотных ЛА. - САУ для наземных установок на базе ГТД Различия в САУ этих типов касаются количества функций управления, уровня дублирования и размещения электронной части системы, гидромеханического резервирования, стоимости, надежности, ресурса и наличия надсистемной защиты. В свою очередь эти факторы в основном зависят от задач предъявляемых к объекту в случае отказа электронной части системы. Это разделение на сегодняшний день представляется оптимальным и охватывающим наибольший объем различных САУ. Однако в данной работе рассматривается резервная САУ АД , это значительно более узкий вопрос и при его рассмотрении данная классификация представляется приемлемой, однако не вполне отражающей основные требования к рСАУ.
Предлагается следующая классификация САУ. где «+» - отмечены типы двигателей, САУ которых требуют обеспечения г/м резерва. В работе не рассматриваются требования к рСАУ самолетов маневренной авиации с тремя двигателями, самолетов тяжелой авиации с одним двигателем и самолетов грузопассажирской авиации с одним ГТД [29]. Требования, предъявляемые к рСАУ АД согласно классификации (см. табл. 1.5) можно разделить на две группы. 1. В случае отказа основной САУ АД самолет должен продолжить выполнение полетного задания. К этой группе можно отнести требования к рСАУ маневренной и тяжелой военной авиации. 2. В случае отказа основной САУ АД самолет способен вернуться на базу. К этой группе требований следует отнести требования, предъявляемые к рСАУ грузопассажирской авиации. Таким- образом, принадлежность самолета, для которого разрабатывается САУ, к той или иной группе, оказывает существенное влияние на требования к его рСАУ. Следует отметить, что опыт боевых действий в конце 90-х годов XX - начале XXI века показал, что в основу боевого использования авиации-(истребительной, штурмовой, бомбардировочной) как наземного, так w палубного базирования положен принцип возвращения машины и-экипажа на базу при возникновении проблем со штатным расписанием полета вне зависимости от его степени готовностифешить поставленную боевую задачу с использованием резервных технических средств. Использование авиации;США в боевых действиях в Ираке(1998; 2003), Югославии (1999), Афганистане (2002), российских ВВС в Чечне, свидетельствует, что решение боевой задачи, достигаемое ценой- риска утраты дорогостоящей боевой техники и экипажа: не соответствует приемлемой для наступающей»стороны моральной и материальной цене успеха.
Это приводит к выводу, что в условиях локальных конфликтов, не имеющих под собой многолетней, связанной с национальными противоречиями составляющей; как например (Индия- Китай, Индия -Пакистан, Израиль - Египет, Сирия, Иордания),, тем более в условиях противостояния ВВС, находящихся на. несопоставимо разных уровнях технической оснащенности в основе постановки боевой задачи будет лежать принцип возвращениягмашины и экипажа на базу при малейшем изменении штатного режима полета.
Анализ зависимости массы и стоимости агрегатов от числа выполняемых ими функций
Рассмотрим, как связаны число функций, выполняемых гидромеханическим агрегатом САУ АД, его масса и себестоимость. В табл. 2.1 приведены данные по стоимости, массе, количеству деталей и числу функций агрегатов следующих систем: САУ-235С, САУ-157, САУ-31 и САУ-134. Для различных предприятий характерны различный научно - технический уровень, различный опыт работы, технологические и экономические возможности, что приводит к трудностям при оценке себестоимости продукции. Данные по стоимости агрегатов указанных систем предоставлены плановым отделом «НПП «ЭГА». То, что все указанные агрегаты были спроектированы и изготовлены на одном предприятии, позволяет обойти указанные трудности.
Проведем анализ имеющихся данных с целью выявить корреляцию между числом функций агрегата Чф, его массой; (т), стоимостью (С) и числом деталей (N). Очевидно, что сложность технического воплощения различна для каждой функции и определяется множеством различных факторов, например, требуемой точностью реализации закона, диапазоном изменения параметров, условиями эксплуатации и т.д. Более того, одна \л та: же функция может иметь различное конструктивное воплощение в зависимости от научно-технического уровня предприятия, его возможностей и опыта работы в данной области. Однако в целом число функций должно характеризовать физическую сложность системы регулирования, а следовательно и ее массу, стоимость, число деталей;
На граф.. 2.4. представлены зависимости массы, числа деталей и стоимости агрегатов от числа выполняемых ими функций.
Рассмотрим график зависимости; стоимости агрегатов САУ-157, САУ-31 и САУ 134 от их массы, см. граф. 2.5. Видно, что увеличение массы агрегатов приводит к увеличению их стоимости. Были проведены полиномиальная илинейная аппроксимации данных по методу наименьших квадратов и построены линии тренда. [21] (аппроксимация и сглаживание).
Достоверность аппроксимации полиномом второй степени составляет R2=0,9947, Достоверность линейной аппроксимации составляет R2=0,9889. Полином имеет вид:
В данном случае уже линейная аппроксимация обеспечивает достаточно высокий уровень достоверности. При сравнении дисперсии аппроксимационной формулы Dm с дисперсиями единичных измерений, определенных в точках х\, отличие Dm от si2 для любого / не является значимым по критерию Фишера. Полученная таким образом оптимальная степень многочлена то удовлетворяет условию mo N, следовательно, выравнивающие переменные выбраны удачно.
Линейный характер зависимости стоимости и массы системы позволяет сделать вывод о том, что их не следует рассматривать как независимые критерии оценки системы. Данная посылка дает возможность освободиться от необходимости рассматривать стоимость, как независимый критерий оптимизации.
Для зависимости m=f(4cp) наиболее достоверна аппроксимация полиномом, оптимальной является аппроксимация полиномом второй степени.
Полином, аппроксимирующей зависимость массы от числа функций агрегата имеет вид: Достоверность аппроксимации составляет R2= 0,9302.
Рассмотрим граф. 2.4., зависимость m=f(4cp). Из графика видно, что при Чф = 2 функция имеет экстремум, масса агрегата минимальна, очевидно, что агрегат, выполняющий одну функцию легче, чем агрегат выполняющий две точно такие же функции. В данномслучае при количественной оценке массы агрегатов не рассматриваются различные варианты конструктивной реализации функций, которые обуславливают и: весовые различия между ними. Таким образом, данную, аппроксимирующую зависимость следует считать темjболее верной, чем большее количество функций выполняет агрегат. При стремлении. числа выполняемых агрегатом функций к единице достоверность аппроксимации снижается.
В связи с вышеизложенным представляется целесообразным рассматривать только правую ветку функции, т.е. при ЧФ 2.
Рассмотрим граф. 2.4., зависимость С=ґ(Чф). Полином, аппроксимирующей зависимости стоимости от числа функций агрегата имеет вид:
Достоверность аппроксимации составляет R2= 0,9492. Из графика видно, чтопри 7Ф = 3 функция имеет экстремум. В целом функция стоимости имеет тот же характер, что и функция массы. Для стоимости представляется целесообразным также рассматривать только правую ветку функций г Чф 3.
Рассмотрим граф. 2.4., зависимость N=f(4o). Полином; аппроксимирующей зависимости числа деталей от числа функций агрегата имеет вид: Достоверность аппроксимации составляет Я2= 0,9412.
Из графика видно, что при;ЧФ = 2 функция имеет экстремум. В целом функция1 описывающая зависимость числа деталей, от количества выполняемых агрегатом функций имеет тот же характер, что и функции; описывающие зависимость массы и стоимости агрегата. Представляется целесообразным также рассматривать только правую ветку функции Чф 3. Число деталей в значительной степени определяется конкретной конструкцией агрегата и в меньшей - числом его функций. Кроме того
Сравнительный анализ надежности гидромеханической части электронной цифровой и супервизорной САУ
Полученные зависимости удельной массы, стоимости и массы агрегатов имеют тот же вид, что и зависимости, построенные по исходным данным, однако мы видим, что достоверность аппроксимации существенно возросла. Это свидетельствует о том, что при массово-функциональном анализе агрегатов входящих в состав САУ следует рассматривать отдельно регулятор и качающий узел. Рассматривая в качестве рСАУ резервный регулятор, без учета влияния качающего узла и дозаторов можно выявить стохастическую зависимость между массой агрегатов рСАУ и числом выполняемых ими функций (без учета влияния на массу расходов дозируемого топлива, конструкции насоса, дозирующих элементов конструкции, мощности, передаваемой на насос и ряда других факторов). Проверим, возможно ли использование полученных результатов для прогноза массы агрегатов системы. Проведем расчет массы» агрегатов САУ-235Є и сравним с приведенными в табл. 2.1 данными. Имея поле значений массы и числа функций агрегата построим полином см. граф 2.10., аппроксимирующийзависимость массы от числа функций, он имеет следующий вид: Достоверность аппроксимации составляет R2= 0,9069 Очевидно, что массы насосов системы ПН-235С и ФН-235С значительно выпадают из общего ряда. Более того, ПН-235С - выполняет только одну функцию - обеспечивает необходимый расход, т.о. его следует исключить из рассмотрения. Форсажный насос ФН-235С выполняет четыре функции, одна из которых - обеспечение необходимого расхода топлива в РТФ-235С. Зная производительность качающего узла агрегата, выделим из массы ФН-235С долю, приходящуюся на качающийузел. На граф. 2.11. представлены поле данных для САУ-235С, без учета значения массы ПН-235С, и с измененным значением массы для ФН-235С, полином, аппроксимирующий зависимость массы от числа функций, и полином, описывающий зависимость массы от числа функций агрегатов САУ-157, САУ-31, САУ-134.
Полином, аппроксимирующий зависимость массы от числа функций, имеет следующий вид: Следует отметить, что при равном числе выполняемых функций масса агрегатов САУ-235С больше чем масса агрегатов САУ-157, САУ-31, САУ-134. Это объясняется тем, что удельный вес функций топливопитания больше, чем удельный вес функций управления. Агрегаты САУ-235Є фактически представляют собой исполнительные механизмы, осуществляющие функции топливопитания двигателя и управление его механизацией по командам ЭЦРа либо по электрическим сигналам резервной системы. Проведенный анализ массы и стоимости гидромеханических агрегатов САУ позволяет отметить, ? Имеется корреляция между числом функций, исполняемых агрегатом его массой и себестоимостью. Зависимость массы агрегата от числа исполняемых им функций наиболее точно аппроксимируется полиномом второго порядка. Зависимость стоимости агрегата от его массы определяется линейной зависимостью. ? Удельный вес функций топливопитания больше, чем удельный вес функций управления. ? При анализе массы следует учитывать тип качающего узла. ? Линейная зависимость массы и стоимости гидромеханических агрегатов САУ позволяет исключить стоимость из числа критериев оценки рСАУ.
В связи с этим представляется целесообразным рассматривать резервный гидромеханический регулятор отдельно от насоса и дозирующих элементов, что позволит корректно провести сравнительный анализ различных гидромеханических рСАУ по массе в зависимости от числа выполняемых ими функций. В. данном разделе проведен анализ надежности САУ-31 и.; САУ-235С, разработанных для изделия «99» и его модификаций; Изделие «99» является наиболее современным, получившим широкое1 распространение двигателем отечественного производства. САУ-31 - относится: к четвертому поколениюсистемавтоматического управления, САУ-235С- к пятому.. САУ-31 представляет собой комплексную электронно гидромеханическую систему управления. Электронный регулятор САУ выполняет функции ограничения предельных параметров работы двигателя.. САУ-235С представляет собой систему, в которойіосновная часть функций управления и регулирования; осуществляется: электронно-цифровом регулятором. Рассматриваемая САУ выполнена; с двухканальным электронным регулятором и электрическим резервом.
Рассмотрение возможных законов регулирования в резервной САУ
Остановимся на задачах, решаемых на первых двух стадиях, т.к. они относятся к этапу проектирования САУ, на котором формируется облик проектируемой системы. Характеризуя систему, как оптимальную, имеют в виду вариант системы, обеспечивающий наилучшее достижение поставленной субъектом цели управления.
Основные положения теории автоматического управления и регулирования авиационных ГТД рассмотрены в целом ряде работ [3], [б], [7], [10], [20] и т.д. Задачу оптимизации алгоритма управления ГТД можно представить в следующей постановке: определить алгоритм D, связывающий вектор-управления и с информацией о цели управления {W} и с векторами состояний внешней среды 5ср и объекта F, из условия минимизации (максимизации) составляющих вектора 7: где Q.D - множество решений, 7 - вектор критерия.
Каждое значение D/ є 1D характеризуется численными значениями составляющих вектора 7,.
В такой постановке решение задачи оптимизации алгоритма управления вызывает значительные трудности, поэтому целесообразно разбиение алгоритма на подсистемы таким образом, чтобы подсистемы образовывали самостоятельные части, решающие свои задачи управления, а их функционирование подчинялось достижению единой цели.
Такая постановка задачи синтеза алгоритма управления предполагает решение двух главных задач теорииуправления: составление программ изменения регулируемых параметров: управления задающего устройства регуляторов хзад =Ф(7)(для замкнутых регуляторов) или уравнения связи вектора управления и с параметрами ГТД или внешней среды (для разомкнутых регуляторов); формирование законов управления (уравнения регулятора)[15]. Формирование целей управления в виде ТЗ предшествует постановке решению задачи синтеза и поэтому в значительной степени определяет идеологию синтеза. ТЗ на САУ ГТД назначаются, исходя из целевого назначения летательного аппарата, на: который устанавливается проектируемый двигатель.
Анализ требований; предъявляемых к различным типам резервных САУ, показал, что в настоящее время можно выделить общее поле объектов регулирования, как для маневренных, так и для грузопассажирских самолетов. Это связано с тем, что к резервной САУ самолетов предъявляется одно и то же основное требование: обеспечить режимы работы двигателя необходимые для возвращения на базу или ближайший аэродром в случае отказа основной САУ. Поле объектов регулирования ГТД при работе на резервной системе приобретает следующий вид см. табл. 1.9. Следует учитывать, что в данной-работе рассматривается наиболее общий вариант требований, предъявляемых к резерву, кроме того, возможны частные случаи; которые не укладываются в описанную схему. В первой главе предлагаемой работы было отмечено, что в качестве «базового» принят двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель со смешением потоков и форсажной камерой (ТРДДФ), как наиболее общий тип двигателя.
Резервная САУ такого двигателя должна обеспечивать управление следующими объектами регулирования: - регулирование подачи топлива в ОКС (согласно заданной программе регулирования и закону регулирования); - управление ВНА, НАК, перепуском воздуха; - регулирование площади горла сопла.
Следует отметить, что возможны различные программы и законы регулирования авиационного ГТД, однако с практической точки зрения для резервной гидромеханической системы наибольший интерес представляют: программы регулирования параметра лк либо ппр воздействием на расход топлива GTO в ОКС, а также программы управления углами; установки направляющих аппаратов вентилятора ав(тск ) и компрессора ак (як )/ (либо: ав(пПр), ак(/7Пр)).
Для реактивного сопла наиболее приемлемым представляется программа FC(7UT , аруд), либо при переходе на резерв прикрытие створок сопла по временному закону.
Для форсажной камеры: либо отключение подачи топлива при переходе на резерв, либо (для самолета палубной авиации) заморозка режима или управление подачей топлива по комплексу: Єт/Рк= (аруд).
Рассмотрим резервный регулятор, предназначенный для управления двигателем (на примере изделия «99») при отказе основного регулятора, сравним его характеристики с получаемыми при применении штатного регулятора рассматриваемого двигателя.
Примером может послужить регулятор, разработанный специалистами; НПП «ЭГА», рассматриваемый; в работах [56], [57] с использованием всережимной поэлементной динамической математической модели; двигателя и моделей основного и резервного регуляторов. Рассматриваемый резервный регулятор предназначен для управления двигателем при отказе основного регулятора. Принципы управления двигателем, реализуемые резервным регулятором иллюстрируются схемой, представленной на рис. 3.2.
