В последнее десятилетие ведущими в авиационном двигателестроении фирмами разрабатываются новые технологии в области агрегатов и систем управления. Так, в настоящее время исследуются статистические методы управления и применение статистических алгоритмов контроля технического состояния и диагностики авиационных двигателей; рассматривается применение высоконадёжного гидропневмомеханического управления; использование высокоресурсных систем подачи в двигатель топлива с растворёнными газами, обеспечивающих низкий подогрев топлива в узлах подкачки и остающихся работоспособными даже при выключенных бустерных насосах расходного бака самолёта и др.

Эффективность предлагаемых технических решений иллюстрируется на примере гидромеханического регулятора и насосного агрегата для двигателя GE 90. Разработанная технология применима и для вновь проектируемых и модернизируемых отечественных двигателей.

В бортовых цифровых управляющих машинах должны быть реализованы статистические методы управления, функции систем управления, алгоритмы контроля и диагностики состояния авиационных двигателей: векторное управление; управление по величине и темпу изменения тяги с ограничениями, обусловленными свойствами двигателя (допустимые запасы газодинамической устойчивости, температура газа перед турбиной и др.); вычисление текущих значений параметров в реальном масштабе времени (тяги, расхода воздуха, запасов газодинамической устойчивости, температуры газа перед турбиной, коэффициентов избытка воздуха в камерах сгорания и др.); оптимальное управление двигателем в зависимости от заданного экипажем или системой управления летательного аппарата полетного задания (учебный полет, боевой режим, режим максимальной дальности, чрезвычайный режим и т.п.); автоматическое согласование режимов работы двигателя с положением органов управления самолетом, воздухозаборником и органами управления вектором тяги (интегральное управление); управление форсированными режимами; обеспечение безопасности полета в чрезвычайных условиях путем повышения запасов газодинамической устойчивости двигателя, допустимого уровня температуры газа, темпа изменения тяги и прочих параметров выше уровня, используемого в обычных условиях, то есть "размен ресурса на безопасность полёта"; формирование диагностических признаков технического состояния узлов двигателя в процессе выработки ресурса и коррекция работы бортового оптимизатора; формирование диагностических признаков отказов по отдельным узлам двигателя и выдача информации экипажу с рекомендациями о наиболее рациональном решении в сложившейся ситуации; коррекция работы и восстановление сигналов отказавших датчиков; спектральный анализ сигналов вибродатчиков для определения технического состояния узлов и систем двигателя, прогнозирования возникновения неисправностей; включение в алгоритмы управления и диагностики двигателя сигналов, характеризующих радиальные и осевые перемещения роторов, величины зазоров в турбине и компрессоре, что требует дооборудования двигателя специальными средствами измерений.

Остановимся более подробно на некоторых из изложенных выше функций.

Статистические методы управления, контроля и диагностирования технического состояния двигателя и агрегатов в отличие от традиционных программ управления по детерминированным законам учитывают оценку текущего состояния узлов и систем двигателя. Алгоритмы управления адаптируются к сложившейся ситуации.

Указанные алгоритмы отражают индивидуальные особенности каждого экземпляра двигателя, обусловленные как его производством, так и изменением характеристик в процессе эксплуатации (износ и т.д.). Алгоритмы достаточно компактны, универсальны для вычисления любого текущего параметра двигателя или диагностического признака и в связи с этим удобны для программирования в бортовых цифровых вычислителях, особенно при реализации их на специальных микросхемах.

Особо следует остановиться на применении алгоритмов для диагностики технического состояния узлов и систем. Разработанные авторами алгоритмы позволяют по нескольким сигналам, поступающих от штатных датчиков, определять в каждый момент времени диагностические признаки неисправностей и отказов еще на ранней стадии их возникновения с идентификацией источников и причин. Одновременно они позволяют по сочетанию измерений исправных датчиков восстанавливать информацию отказавших.

Использование в системе диагностики спектрального и корреляционного анализа сигналов вибродатчиков позволяет локализовать источник неисправности вплоть до отдельного рабочего колеса лопаточной машины, а при установке на ротор авиационного двигателя электромагнитных датчиков угла поворота - и до отдельной лопатки. Если же на концы роторов двигателя установить дифференциальные датчики угла поворота, то по их сигналам появляется возможность определять закрутку вала и состояние опор, в том числе и межвальных подшипников.

Диагностические свойства разработанных алгоритмов открывают широкие возможности их использования. Ранее ("Двигатель" № 3 - 2002 г.) авторы подробно изложили основные принципы формирования этих алгоритмов.

Указанные алгоритмы могут быть упрощены на основании оценки значимости аргументов и чувствительности регрессионной зависимости к погрешности их значений (применительно к конкретному вычисляемому параметру).

Следует отметить, что полученные зависимости имеют высокую точность как на установившихся, так и на переходных режимах во всей области высотно-скоростных режимов в процессе всего жизненного цикла двигателя.

Результаты экспериментальной проверки алгоритмов приведены в указанном номере журнала "Двигатель".

Использование статистических алгоритмов формирования текущих значений параметров работы двигателя позволяет применять комбинированные системы управления, совмещающие статистическую оптимизацию обобщенного вектора желаемых значений выходных характеристик двигателя, задаваемых экипажем или системой управления полетом с локальными замкнутыми контурами регулирования, которые адаптируются к изменению динамических характеристик двигателя. Такая система управления двигателем позволяет органично согласовать её с системой управления летательного аппарата (интегрированная система). Это дает возможность более полно использовать возможности двигателя и согласовать его характеристики с потребностями полетного задания и условиями применения самолета.

Авторы данной статьи предлагают обеспечить высоконадёжное управление жизненно важными функциями двигателя с помощью гидропневмомеханического регулятора, работающего в составе электронной системы управления с полной ответственностью типа FADEC.

Главными отличиями описываемого регулятора от существующих являются: суперширокий диапазон регулирования расхода топлива; высокая точность регулирования расхода; жёсткое ограничение величины обратного перепуска топлива из регулятора в насос на пониженных режимах работы двигателя; максимальная простота - все функции регулятора выполняются восемью подвижными элементами, в числе которых только две прецизионные золотниковые пары.

Согласно результатам расчетов, такой подход позволит повысить наработку системы управления в целом до 250…300 тыс. ч на отказ, приводящий к выключению двигателя.

При работе на всех стационарных и переходных режимах во всех условиях полёта регулятор выполняет следующие функции: автоматически дозирует потребный двигателю расход топлива в зависимости от команд электронной части системы управления (ЭСУ), положения рычага управления двигателем (РУД) и текущих значений определяющего внутридвигательного параметра - коэффициента избытка воздуха в камере сгорания; осуществляет автоматическую защиту двигателя от перегрева топливной системы и помпажа компрессора при срывах рабочего процесса в агрегатах; обеспечивает возможность ручного управления; позволяет осуществить выключение двигателя с помощью стоп-крана и электромагнитного клапана.

Важной особенностью данного регулятора, существенно повышающей надежность всей системы управления, является способность плавного перехода на ручное управление (без переключения) в случае отказа цифровой части.

В состав регулятора входят следующие узлы: дозирующий золотник (ДЗ); клапан постоянного перепада давления (КПП); стоп-кран (СТК) с рычагом останова двигателя (РОД); пропорциональное электромагнитное реле (ПЭР); исполнительное устройство электронной части системы управления (ЭСУ); винт перенастройки регулятора (ВПР) по командам от рычага управления двигателем; электромагнитный клапан электроостанова двигателя (ЭМК); эжектор стабилизированного слива (ЭСС); два мембранных повторителя давления (ПДК и ПДФ).

Исполнительные элементы регулятора (ДЗ и КПП), дозирующие расход топлива, подаваемого в форсуночный коллектор двигателя, включены в основной расходный канал регулятора последовательно. Клапан постоянного перепада поддерживает на окнах дозирующего золотника и жиклёре минимального расхода определенный перепад давления. Дозирующий золотник открывается под действием управляющего перепада давлений топлива, приложенного к торцевым поверхностям.

Работа гидравлического редуктора управления регулятором (ГРУ), состоящего из сопел - заслонок, винта перенастройки регулятора от РУД и пропорционального электромагнитного реле ЭСУ, обеспечивает линейную зависимость управляющего давления от давления топлива перед форсунками.

Таким образом, в схеме регулятора с помощью простого гидродинамического вычислительного устройства типа моста Уитстона реализован всережимный алгоритм управления подачей топлива в двигатель по коэффициенту избытка воздуха.

Благодаря этому во всех эксплуатационных условиях обеспечивается высокоточное дозирование топлива, эффективная противопомпажная и тепловая защита двигателя. Указанный алгоритм работы регулятора сформирован в его функциональной схеме путем измерения косвенных параметров без прямого измерения и задания величины регулируемого параметра.

Устройство и принцип действия остальных узлов регулятора не требуют специальных пояснений. Укажем только, что повторитель давления топлива перед форсунками (ПДФ) введен в схему регулятора для компенсации погрешностей дозирования топлива.

Для тех же целей служит введенный в схему регулятора высокоэффективный гидрозамок, препятствующий протоку топлива по кольцевому зазору верхнего пояска дозирующего золотника.

Проведенные расчёты характеристик регулятора свидетельствуют, что запас статической устойчивости может составлять 18…41 %, бросок расхода топлива при приёмистости - 78 %, а давление стабилизированного слива Pсс=0,25 кгс/см2.

Авторы статьи предлагают реализовать высокоресурсную систему подачи топлива в двигатель в виде насосного агрегата (НА), главными отличиями которого являются: суперширокий регулируемый диапазон изменения подачи топлива; сохранение работоспособности на максимальном и минимальном по расходу режимах работы при значительном снижении абсолютного давления топлива на входе в НА даже при наличии в топливе растворённого газа; применение единого для привода всех рабочих колёс НА вала с охлаждением и смазкой его подшипников скольжения топливом; сброс утечек топлива из регуляторов основного, форсажного контуров и исполнительных органов, на вход насоса высокого давления; максимальная простота конструкции и применение сверхтвёрдых сплавов для трущихся поверхностей подшипников, что позволит, по расчётным оценкам, достигнуть ресурса 30 000 ч до капитального ремонта.

При работе в составе двигателя на всех стационарных и переходных режимах НА выполняет следующие функции: подаёт требуемое количество топлива с необходимым давлением в соответствии с сигналами от электронной части системы управления, положением рычага управления двигателем и текущими значениями определяющего внутридвигательного параметра - например, коэффициента избытка воздуха в камере сгорания; осуществляет подачу топлива в регуляторы при запуске двигателя с давлением выше 20 кгс/см2 и частоте вращения вала турбокомпрессора выше 7 % от максимальной; обеспечивает функционирование НА при отключённом бустерном насосе и с растворёнными до 50 % в топливе газами; осуществляет переключение лопастей насоса высокого давления в зависимости от режима работы НА для минимизации подогрева топлива в топливной системе при работе двигателя на режиме с малыми и умеренными расходами топлива.

В состав НА, предлагаемого авторами данной статьи, входят следующие узлы: насос низкого давления (ННД); перепускная камера с крестовиной (ПК с К); насос высокого давления переменной производительности (НВДПП); пусковой насос поршневого типа (ПНПТ); подшипники скольжения, охлаждаемые топливом (ПС); торцевые уплотнения (ТУ).

Насос низкого давления включен в контур подачи топлива первым. Исключение кавитационных автоколебаний на максимальных по расходу топлива режимах обеспечивается благодаря применению рабочего колеса с непрерывным плавным переходом лопастей рабочего колеса из осевого направления в радиальное, а устойчивая работа без возникновения автоколебательных режимов на минимальных по расходу топлива режимах обеспечивается перепускной камерой с крестовиной. Экспериментальные исследования показали, что благодаря такой конструкции ННД устойчиво работает на двухфазном авиационном топливе при наличии во всасывающем трубопроводе свободных газов до 63 % по объёму жидкости при наихудшем режиме работы. В статье "На пути к всережимному топливному насосу", опубликованной в журнале "Двигатель" № 6 - 2001 г., приведены подробные характеристики такого ННД.

Пусковой насос поршневого типа - нерегулируемый по производительности с звездообразным (радиальным) расположением поршней. Максимальное давление нагнетания 26 кгс/см2, рабочее давление нагнетания 20…24 кгс/см2, производительность насоса должна быть не менее 0,25 кг/с при частоте вращения вала насоса, равной 1890 об/мин. В корпусе поршневого насоса расположен эксцентриковый вал и семицилиндровый блок с установленными в нём поршнями.

Характеристики ПНПТ: диаметры поршней - 22 мм; ход поршней - 5 мм; рабочий диапазон изменения частоты вращения вала насоса - (1800…12000) об/мин; общий к.п.д. 0,8 при 1890 об/мин.

При достижении частоты вращения вала насоса 12 000 об/мин пусковой насос отключается. Необходимое для двигателя давление и расход топлива обеспечивается центробежным насосом.

Центробежный насос переменной производительности высокого давления подает топливо с высоким давлением и минимально возможным его подогревом. Для снижения подогрева топлива в конструктивной схеме наряду с традиционными лопастями используются дополнительные лопасти меньшего внешнего диаметра, предназначенные для создания умеренного давления и являющиеся продолжением основных лопастей. Приводной диск, имеющий прорези под лопасти, размещен внутри рабочего колеса и может перемещаться по сигналам системы управления НА с помощью специального привода.

Описание конструкции НВДПП, его расчётные и экспериментальные характеристики даны в статье "Высокоэффективные лопастные насосные агрегаты для ГТД гражданской авиации", опубликованной в журнале "Двигатель" № 5 - 2001 г. В последнее время были получены дополнительные расчётные и экспериментальные характеристики, которые не вошли в указанную статью.

Результаты исследований показывают, что подогрев в системах подачи топлива двигателей GE 90 и АЛ-31Ф при применении НВДПП на режимах полётного малого газа двигателя может быть снижен до 25…30 °С, в то время как при применении в качестве насоса высокого давления традиционного шестерённого насоса подогрев составляет 90…60 °С.

Таким образом, предложенные авторами настоящей статьи три новые технологии для вновь создаваемых и модернизируемых двигателей позволят успешно решить несколько ключевых задач, а именно: обеспечить оптимальные характеристики двигателя во всех условиях полета и стабильность высотно-скоростных характеристик в процессе выработки ресурса двигателя; обеспечить более органичную (по тяге) интеграцию системы управления двигателя с системой управления полетом; повысить эффективность использования топлива на форсированных режимах, что на больших скоростях полета даст возможность увеличить тягу примерно на 2…3 %, а при умеренном форсировании - повысить экономичность двигателя до 4,5 % по сравнению с традиционным управлением; обеспечить наработку на отказ системы управления, приводящий к выключению двигателя, до 300…350 тыс. лётных часов и тем самым существенно повысить безопасность и надежность силовой установки и самолета в целом; снизить уровень абсолютного давления на входе в двигатель при наличии растворённого газа в топливе; обеспечить подачу топлива с давлением выше 20 кгс/см2 при запуске двигателя; снизить подогрев керосина; сократить примерно на 25…30 % затраты на эксплуатацию и ремонт двигателя путем перехода на эксплуатацию по техническому состоянию.

Система подачи топлива	Широкодиапазонный гидравлический регулятор