Файл: FADEC.docx

Содержание

1. Введение…………………………………………………………………....3

2. Краткий обзор развития систем автоматического управления двигателей……………………………………………………….…...….…4

3. Общие сведения об устройстве всережимной цифровой системы управления двигателей (FADEC)……………………………………........7

4. Особенности конструкции и работы электронных систем управления тягой двигателей конкретных типов самолета…………………………...9

5. Конструктивные и летно-эксплуатационные особенности систем управления двигателями самолетов производства консорциума

Airbus………………………………………………………………………10

6. Преимущества интегрированной системы управления FADEC……….15

7. Литература………………………………………………………………...18

Введение

Пилот может управлять параметрами траектории полета самолета, изменяя его положение в пространстве относительно окружающей воздушной среды путем изменений действующих на самолет аэродинамических сил и моментов, а также изменяя величину кинетической энергии самолета.

Скорость движения самолета представляет собой важнейшую характеристику траектории полета. Скорость движения самолета зависит от тяги его силовой установки (двигателей). Ручное управление тягой двигателей возможно на всех самолетах и, подобно ручному управлению пространственным положением, также требует от пилота его внимания и приложения физических воздействий на РУДы. На многих автоматизированных самолетах используется особая компьютерная система, называемая автоматом тяги и предназначенная для автоматического управления тягой двигателей в соответствии с заданным пилотом режимом полета.

Краткий обзор развития систем автоматического управления тягой двигателей

Главная функция системы подачи топлива любого двигателя заключается в поддержании такого соотношения между массами топлива и воздуха в подаваемой в камеру сгорания топливно-воздушной смеси, которая обеспечивает эффективное сгорание топлива в ответ на любое управляющее воздействие пилота по изменении мощности (тяги) двигателя.

---

К системе управления подачи топлива в ГТД по сравнению с аналогичной системой поршневого двигателя предъявляются дополнительные требования потому, что в компрессоре ГТД при определенных сочетаниях характера распределения давления вдоль компрессора и скорости вращения ротора могут возникнуть явления срыва воздушного потока (помпаж). Помпаж компрессора двигателя способен привести к резкому нарушению процесса горения топлива в камере сгорания, потере тяги двигателя, его отказу с возможным внутренним разрушением и пожаром. В дополнении к функции предотвращения условий для возникновения помпажа на системы подачи топлива современных ГТД возлагается задача предохранения двигателя от превышения его конструктивных ограничений по таким параметрам, как скорости вращения роторов компрессора и турбины, а также температура продуктов сгорания топлива (выходящих из двигателя газов).

В конце 1940-х – начале 1950-х годов началась интенсивная разработка новых конструкций ГТД и систем подачи топлива. В те годы в зачаточном состоянии уже существовала вычислительная техника, достижения которой стали пользоваться как в электронных, так и в гидромеханических системах управления двигателя. При этом аналоговые электронные системы управления двигателя получали более быстрое развитие. Первые ГТД имели полностью электронные системы управления с вакуумными датчиками. Однако вскоре на первое место вышли усовершенствованные гидромеханические системы управления двигателями как более надежные по сравнению с ранними электронными системами.

В период с 1950-х до конца 1970-х годов в результате быстрого развития и совершенствования полупроводниковых технологий были созданы компактные устройства хранения информации (кристаллические системы электронной памяти) и ее обработки (микропроцессоры). Однако до конца 1970-х годов электронные устройства в системах управления двигателями использовались только для предотвращения выхода двигателей за их конструктивные ограничения по температуре, скорости вращения роторов, давлению и крутящему моменту.

Нефтяной кризис 1973 года породил спрос в авиационно-транспортной отрасли на двигатели с повышенной топливной эффективностью. В середине 1970-х годов различные коммерческие и военные инженерные ведомства начали исследования и разработки с целью создания всережимных цифровых систем управления двигателями (Full Authority Digital Engine Controls, FADEC). Две такие системы были разработаны и испытаны на экспериментальном варианте самолета Boeing 747. В конце 1970-х годов электронные системы наблюдательного управления (Supervisory Controls) сертифицированных ГТД производства компаний General Electric (GE), Pratt ~ Whitney (PW) и Rolls Royce (RR) использовались на больших транспортных самолетах. Однако эти системы контролировали лишь 50 % величины тяги и не использовались при запуске двигателей. Позднее, в 1983 году, двигатель PW2037 стал первым в гражданской авиации США газотурбинным двигателем, который был сертифицирован с системой FADEC.

---

По мере того, как цифровые электронные устройства по своим эксплуатационным возможностям и точности начинали превосходить аналоговые системы подобного назначения, применение электроники в систему управления двигателями прогрессировало от улучшения эксплуатационных характеристик и уменьшения веса ГТД к сокращению времени разработки и модификации двигателей. Ввод в эксплуатацию автоматизированных самолетов на протяжении 1980-90-х годов ознаменовался не только резким увеличением роли устройств автоматики в управлении пространственным положением самолета, но и переходом к широкому применению электронных систем управления тягой двигателей. В настоящее время автоматизированные самолеты, выпускаемые многими компаниями-производителями авиационной техники, имеют системы FADEC, способствующие повышению экономической эффективности эксплуатации авиационного транспорта.

---

Общие сведения об устройстве всережимной цифровой системы управления двигателей (fadec)

Надежная и экономически эффективная эксплуатация современного ГТД зависит как от качества проектирования и изготовления его механической части, так и от качества и характеристик используемого в двигателе электронного оборудования, а точнее, его всережимной цифровой системы управления двигателем (FADEC). Система FADEC представляет собой “мозг” двигателя, управляющей подачей топливно-воздушной смеси строго определенного состав в камеру сгорания одновременно с обеспечением критически важной для безопасности полетов устойчивой работы двигателя на всех эксплуатационных режимах.

В единой системе FADEC могут быть выделены две главные структурные единицы (системы более низкого уровня). Первая из них, называется эксплуатационной подсистемой (Operating System), обеспечивает работу всей системы FADEC в режиме реального времени. Она включает в себя все механические и электронные устройства с их собственными компьютерными программами, необходимыми для функционирования указанных устройств в их взаимодействия с другой структурной единицей FADEC. Другая структурная единица может быть названа управляющей подсистемой (Application System). Она представляет собой программное обеспечение, которое поставляет всей системе FADEC управляющие алгоритмы, а также выполняет функции выявления отказов и контроля правильности работы всей системы. Управляющая подсистема устанавливает для конкретного двигателя баланс между его топливной эффективностью, максимальной тягой уровнем шума. Путем изменения алгоритмов в этой структурной единице, управляющей всей системой FADEC, можно добиться того, что два совершенно одинаковых двигателя будут иметь различные эксплуатационные характеристики. Такой подход используется компаниями-изготовителями двигателей для настройки их характеристик в соответствии с запросами компаний, эксплуатирующих авиационную технику. Поскольку система FADEC представляет собой очень сложное компьютерное устройство, крупные компании, производящие современные авиадвигатели, покупают полные комплекты систем FADEC или, по крайней мере, их эксплуатационные подсистемы у специализированных компаний. Последние полностью концентрируют свою деятельность на исследованиях и производстве систем автоматического регулирования и управления для ГТД.

В 1990-е годы использование систем FADEC стало нормой в авиационном двигателестроении. Одним из факторов, способствовавших этому, послужила возможность надежного предохранения от повреждений критически важных электронных узлов, работающих в тяжелых температурных и механических условиях непосредственно на двигателях. Такая возможность была достигнута благодаря так называемой централизованной архитектуре (Centralized Architecture) системы FADEC, в которой каждый датчик и каждое исполнительное устройство напрямую связаны с головным блоком системы.

---

При централизованной архитектуре каждая из функций системы FADEC осуществляется через ее входные и выходные линии, соединенные главным процессором. В условиях увеличения количества управляемых параметров вновь создаваемых авиадвигателей эта архитектура системы может приводить к информационной перегрузке процессора и увеличению размеров и веса всей системы. В настоящее время проводятся интенсивные исследования с целью замены широкораспространенной централизованной архитектуры системы FADEC на более эффективную архитектуру распределения управления системы FADEC. Архитектура распределенного управления системы FADEC позволяет избежать указанных выше недостатков централизованной архитектуры, так как функции всей системы осуществляются ее периферийными устройствами, которые взаимодействуют между собой по единому стандарту.

---