Первая страница
Наша команда
Контакты
О нас

    Головна сторінка



Електрообладнання систем забезпечення роботи авіадвигунів регіонального/магістрального літака

Скачати 207.45 Kb.

Електрообладнання систем забезпечення роботи авіадвигунів регіонального/магістрального літака




Скачати 207.45 Kb.
Дата конвертації28.03.2017
Розмір207.45 Kb.

(Л16) ТЕМА 6. ЕЛЕКТРООБЛАДНАННЯ СИСТЕМ ЗАБЕЗПЕЧЕННЯ РОБОТИ АВІАДВИГУНІВ РЕГІОНАЛЬНОГО/МАГІСТРАЛЬНОГО ЛІТАКА
6.1. Загальні відомості про системи авіадвигуна
Залежно від призначення, типу і конструкції авіаційного газотурбінного двигуна (ГТД) його роботу забезпечує велика кількість різних систем, до яких належать:

система змащування і суфлірування;
Газотурбінний двигун (ГТД) - тепловий двигун, в якому газ стискається і нагрівається, а потім енергія стисненого і нагрітого газу перетворюється у механічну роботу на валу газової турбіни.


система живлення паливом;

система всмоктування повітря (управління вхідним пристроєм);

система запуску;

система управління режимами роботи, контролю і сигналізації;

система регулювання температури газів за турбіною;

система захисту від обмерзання;

протипомпажна система та ін.

Більшість з перерахованих систем забезпечують роботу маршових двигунів літака Ан-140 і двигуна його ДСУ. Перш ніж перейти до вивчення систем, що забезпечують роботу авіадвигуна цього літака і двигуна ДСУ, розглянемо принцип дії і особливості побудови системи, без якої неможлива робота жодного авіадвигуна – систему запуску.



Запуск авіаційного ГТД – це процес розкручування його ротора від стану спокою (запуск на землі) або режиму авторотації (запуск в польоті) до режиму стійкої роботи авіадвигуна з найменшою частотою обертання (з мінімальною можливою тягою або потужністю), при якій авіадвигун може працювати тривалий час, тобто на режим малого газу (земного або польотного).

Іншими словами, запуск авіадвигуна є перехідний режим його роботи від стану спокою або режиму авторотації до режиму малого газу. При цьому режим малого газу є початковим режимом роботи, з якого забезпечується надійний вихід на будь-який робочий режим двигуна за заданий час. Запуск авіаційного ГТД є одним з його найважливіших експлуатаційних режимів. Від надійності запуску двигуна залежить регулярність і безпека польотів будь-якого ЛА.

Найважливішою системою, що забезпечує надійний запуск двигуна залежно від його пускових характеристик, конструкції і умов експлуатації, є пускова система – система примусового розкручування ротора ГТД до режиму його самостійної роботи.

Для запуску авіадвигуна в наземних умовах необхідно від зовнішнього джерела енергії за допомогою пускового пристрою (стартера) здійснити розкручування ротора авіадвигуна до певної частоти обертання, подати в камеру згорання необхідну кількість палива і провести його займання, забезпечивши вихід двигуна на режим малого газу без теплових і механічних перевантажень за цілком певний час.

Умо́ви експлуата́ції - сукупність факторів, що діють на виріб при його експлуатації і впливають на функціювання й працездатність цього виробу.
Частота́ (англ. frequency) - фізична величина, що дорівнює кількості однакових подій за одиницю часу. Вона є характеристикою будь-яких процесів, які регулярно повторюються (кількість подій за одиницю часу) або величиною, що виражає: кількість рухів, коливань, повторень за одиницю часу тощо.

Процес запуску можна представити таким, що складається з трьох етапів (рис. 6.1). На першому етапі (I) при зміні кутової швидкості двигуна від ω = 0 (розкручування ротора здійснюється тільки стартером без подачі палива в камеру згорання) до пускової частоти обертання ω1, при якій в камері згорання створюються умови для надійного займання і горіння паливо-повітряної суміші, і може почати працювати турбіна двигуна. Момент, якій розвіває стартер на I етапі Мст, витрачається на подолання:

– приведеного до валу стартера моменту інерції всіх частин авіадвигуна, що обертаються J·;

Паливо-пові́тряна су́міш або горю́ча су́міш - це суміш пари пального з повітрям, що є термодинамічним робочим тілом, яке зазнає стиснення, горіння і нагрівання у циліндрі поршневого двигуна внутрішнього згоряння.
Моме́нт іне́рції (одиниця виміру в системі СІ [кг м²]) - в фізиці є мірою інертності при обертальному русі, аналогічно масі для поступального.

– приведеного до валу стартера моменту опору Мс, що включає моменти, які витрачаються на обертання компресора (стискування повітря в компресорі) і агрегатів двигуна, на подолання сил тертя в підшипниках, а для ТВД і на обертання повітряного гвинта, тобто:

Мст = J· Мс.

Пові́тряний гвинт, пропе́лер (англ. propeller, від лат. propello - підганяю, штовхаю вперед) - лопатева машина (лопатевий агрегат), що приводиться в обертовий рух двигуном і призначена для перетворення потужності (крутного моменту) двигуна в тягу.


Рис. 6.1. Діаграма зміни моментів в процесі запуску.

Момент, необхідний для обертання агрегатів і подолання тертя в підшипниках, зазвичай не перевищує 5 % від моменту компресора.

На другому етапі (II) при зміні кутової швидкості двигуна від ω1 до ω2 в камеру згорання подається паливо і вступає в роботу турбіна. Розкручування ротора авіадвигуна до частоти обертання ω2 (частоти обертання супроводу) здійснюється спільно стартером і турбіною



Мст Мт = J· Мс,

де Мт – момент турбіни двигуна.

Стартер відключають при частоті обертання ω2, коли надмірний момент турбіни МтМс має достатнє значення.

На третьому етапі запуску (III) при зміні кутової швидкості двигуна від ω2 до ω3 розкручування ротора авіадвигуна здійснюється тільки за рахунок моменту турбіни.

Запуск авіадвигуна на землі забезпечується системою запуску. Основними електричними пристроями систем запуску авіаційних ГТД є:

агрегат попереднього розкручування турбокомпресора двигуна – стартер (гідравлічний, електричний, піротехнічний, турбомеханічний, повітряно-механічний та ін.);

програмні пристрої управління процесом запуску;

Управлі́ння проце́сом - це сукупність заходів з планування та моніторингу виконання процесу. Термін часто використовують описуючи управління бізнесовими та виробничими процесами.


паливні насоси;

електричні системи запалення;

електромагнітні клапани і крани подачі пускового і робочого палива і кисневого підживлення і так далі.

При експлуатації ЛА в польоті можливе самостійне вимкнення двигунів. Воно супроводжується припиненням горіння паливо-повітряної суміші в камерах згорання і поступовим зменшенням частоти обертання ротора двигуна – переходом на сталий режим авторотації. Для відновлення працездатності двигуна здійснюється запуск його в польоті без використання стартера, оскільки шляхом зміни швидкості польоту можна отримати таку частоту авторотації, починаючи з якої досягається виведення двигуна на режим малого газу. Процес запуску в польоті зводиться тільки до займання паливоповітряної суміші і до розкручування ротора двигуна турбіною до частоти обертання польотного малого газу.

Система управління запуском, окрім запуску на землі і в польоті, повинна забезпечувати ще наступні експлуатаційні режими:

холодну прокрутку ротора двигуна – розкручування без подачі палива і включення системи запалення. Холодна прокрутка виконується після невдалого запуску або для заповнення маслосистеми після заміни масла;

хибний запуск – імітація запуску з подачею палива в камеру згорання при вимкненої системі запалення. Хибний запуск виконується при розконсервації або консервації двигуна, а також при перевірці герметичності паливної системи.

Па́ливна систе́ма (англ. fuel system) або систе́ма подава́ння пально́го або систе́ма жи́влення ДВЗ - комплекс апаратури в двигунах внутрішнього згоряння, що призначений для живлення двигуна пальним, а також його зберігання й очищення.

Тип системи запуску визначається типом агрегату попереднього розкручування ротора двигуна (стартера). Найбільшого поширення для запуску авіаційних двигунів набули:



електричні системи запуску з електростартерами (у тому числі зі стартер-генераторами);

повітряні системи запуску з повітряними турбостартерами, що працюють на стисненому повітрі;
Сти́снене пові́тря - повітря, що знаходиться під тиском, який зазвичай перевищує атмосферний тиск. Широко використовується в промисловості, на транспорті, побуті, спорті тощо для накопичення енергії, створення запасу повітря в малому об'ємі, як пневматична пружина тощо.


турбокомпресорні системи запуску з турбокомпресорними стартерами, що працюють на паливі основного двигуна.

При виборі пускового пристрою враховується можливість його багатоцільового використання, наприклад електричного стартера в якості генератора в системі електропостачання; пускової турбіни повітряного турбостартера в якості турбіни підкручення в повітряно-механічному ППЧО синхронного генератора та ін.



Управління процесом запуску зводиться до завдання відповідного режиму роботи системи запуску (запуск на землі, в польоті, холодна прокрутка та ін.) і до управління пусковим пристроєм, паливною системою, системою запалення, кисневим підживленням, компресором двигуна і реактивним соплом. Управління можна здійснювати в функції часу з корекцією по частоті обертання стартера і авіаційного двигуна. При цьому посередньо враховуються пускові характеристики і умови запуску. Якщо авіадвигун раніше, ніж це передбачено програмою за часом, досягає встановленого значення частоти обертання, то стартер відключається датчиком частоти.

В ряді систем запуску управління здійснюється в функції частоти обертання авіаційного двигуна і стартера. Здійснюючи управління за частотою обертання, вдається погоджувати пускові характеристики авіадвигуна і системи запуску,


забезпечувати запуск з положення, коли його ротор ще обертається, що дозволяє скоротити час запуску. Найкращі результати досягаються при використанні комбінованого управління процесом запуску: за частотою обертання і за часом.

Управління в функції часу здійснюється програмним механізмом (автоматом часу). Автомат часу – це електродвигун з редуктором, на валу якого укріплені кулачкові профільовані диски, що забезпечують в відповідні моменти часу розмикання або замикання контактів мікровимикачів, що впливають на проміжні реле, які, у свою чергу, управляють виконавчими елементами системи запуску. Збільшення надійності програмних механізмів досягається заміною контактних пристроїв на безконтактні автомати часу, виконані на сучасної електронної елементної базі (транзисторні реле та інтегральні схеми).

Мікросхе́ма, інтегральна мікросхема (англ. integrated circuit) - електронна схема, що реалізована у вигляді напівпровідникового кристалу (чипу) та виконує певну функцію. Винайдена у 1958 році американськими винахідниками Джеком Кілбі та Робертом Нойсом.

Корекція програми за частотою обертання пускового пристрою і авіаційного двигуна здійснюється відцентровими вимикачами або мікровимикачами, які спрацьовують під впливом відцентрового маятника паливного насоса-регулятора при певних частотах обертання турбокомпресора. Управління в функції частоти обертання валу авіадвигуна здійснюється спеціальною тахосигнальною апаратурою. Сигнали від тахогенераторів підводяться до групи проміжних реле, які здійснюють необхідні перемикання відповідно до заданої програми роботи.

Системи управління процесом запуску конструюються так, щоб унеможливити неправильні дії екіпажу при запуску двигуна.



6.2. Силова установка регіонального/магістрального літака та
системи забезпечення її роботи

Силова установка літака Ан-140 складається з:

двох маршових двигунів ТВЗ-117ВМА-СБМ1 з повітряними гвинтами АВ-140;

допоміжної силової установки АИ9-3Б.
Допоміжна силова установка (ДСУ) - допоміжне джерело енергії на транспортному засобі, не призначене для задіяння транспортного засобу до руху. В багатьох випадках призначенням ДСУ є запуск основного двигуна, а також забезпечення транспортного засобу під час стоянки.

Маршовий турбогвинтовий двигун ТВЗ-117ВМА-СБМ1 виконаний по дво-вальної схемі з винесеною трансмісією приводу повітряного гвинта.

Турбогвинтовий двигун - тип газотурбінного двигуна, в якому основна частина енергії гарячих газів використовується для приводу повітряного гвинта через понижуючу частоту обертання редуктор, і лише невелика частина енергії становить вихлоп реактивної тяги.
Особливість двовальної схеми полягає в розділенні ротора двигуна на ротор турбокомпресора, встановлений на трьох підшипниках, і ротор вільної турбіни, встановлений на двох підшипниках. Ротори турбокомпресора і вільної турбіни зв'язані між собою тільки газодинамічним зв'язком, що дозволяє:

– використовувати для запуску двигуна пусковий пристрій малої потужності, оскільки при запуску стартер розкручує тільки ротор турбокомпресора;

– забезпечити високу економічність двигуна.

Двигун ТВЗ-117ВМА-СБМ1 складається з дванадцятиступеневого осьового компресора, кільцевої прямоточної камери згорання, осьової двоступеневої турбіни компресора, осьової двоступінчатої вільної турбіни і редукторної трансмісії приводу повітряного гвинта. На двигун встановлюється шестилопатевий швидкісний, малошумний повітряний гвинт АВ-140 флюгерно-реверсного типу. Лопаті гвинта виконані з композитних матеріалів.

Компози́тний матеріа́л (КМ), або компози́т - гетерофазний матеріал, окремі фази якого виконують специфічні функції, забезпечуючи йому властивості, яких не має жодний з компонентів окремо. Зазвичай отримують поєднанням двох або більше компонентів, які нерозчинні або малорозчинні один в одному і мають властивості, що сильно відрізняються.
Лопаті гвинта, а також обтічник втулки гвинта обладнані електротепловою системою захисту від обмерзання. Для виключення авторотації повітряного гвинта непрацюючого двигуна встановлено гальмо повітряного гвинта.
Принцип роботи двигуна

Атмосферне повітря поступає в двигун через вхідний пристрій і засмоктується осьовим компресором. Проходячи повітряний тракт компресора, повітря поступово стискається і потім подається в камеру згорання, де ділиться на два потоки: первинний і вторинний.



Первинний потік повітря поступає в порожнину камери згорання, куди безперервно впорскується тонко розпорошене паливо, яке утворює разом з повітрям паливоповітряну суміш. Паливо повністю згорає при невеликому надлишку повітря,
забезпечує безперервний факел і високі температури в зоні горіння. В результаті згорання цієї суміші утворюється потік гарячого газу.

Вторинний потік повітря, омиваючи камеру згорання ззовні та охолоджуючи її, поступає у внутрішню порожнину камери згорання, де змішується з гарячими газами від згорілого палива в первинному потоці повітря і, охолоджуючи їх, забезпечує задану температуру всього потоку газу на вході в турбіну.

З камери згорання гази з високою температурою і тиском поступають в турбіну компресора і вільну турбіну. В турбіні компресора частина енергії цього потоку перетворюється в момент, що крутить, який передається на компресор. В вільній турбіні більша частина кінетичної енергії гарячих газів і повітря перетворюється в момент, що крутить, який через трансмісію передається на повітряний гвинт.

Кінети́чна ене́ргія - частина енергії фізичної системи, яку вона має завдяки руху.

Потік повітря, що відкидається повітряним гвинтом, створює тягу гвинта. Кінетична енергія частини газів, що виходять з двигуна, створює реактивну тягу, яка разом з тягою гвинта, складає сумарну (еквівалентну) тягу силової установки.

Основні режими роботи двигуна, потужність на валу і частота обертання повітряного гвинта:



злітний режим – 2500 к.с. (1839 кВт, 1202,93 об/хв);

максимальний тривалий – 2100 к.с. (1544 кВт, 1100 об/хв);

максимальний крейсерський – 1750 к.с. (1286,3 кВт, 1100 об/хв);

режим польотного малого газу – 160 к.с. (117,6 кВт, 1100 об/хв);

режим земного малого газу – частота обертання повітряного гвинта не більше 1100 об/хв);

режим земного малого газу – "тихе руління" – частота обертання повітряного гвинта не більше 850 об/хв);

режим реверсування тяги – максимальна потужність на валу повітряного гвинта не більше за потужність на максимальному тривалому режимі.

В разі відмови двигуна на етапі зльоту літака і заходу на другий круг передбачений максимальний надзвичайний режим на зльоті – 2800 к.с. (2058 кВт) при обертах гвинта 1202,93 об/хв. Переведення на цей режим здійснюється автоматично по сигналу відмови протилежного двигуна. В складних умовах зльоту допускається час безперервної роботи до 5 хвилин, після чого двигун підлягає заміні.

В разі відмови двигуна в польоті передбачений надзвичайний режим для завершення польоту – 2130 к.с. (1567 кВт, 1202,93 об/хв).

Допускається використання максимального тривалого режиму для крейсерського польоту в складних умовах польоту в межах обумовленого напрацювання.

Двигун ТВЗ-117ВМА-СБМ1 обладнаний наступними системами:

системою запуску;

системою змащування і суфлірування;

системою захисту від обмерзання;

системою живлення паливом;

системою управління режимами роботи, контролю і діагностики.

Двигун обладнаний автономною автоматичною системою запуску, що включає повітряну, паливну і електричну складові частини системи.



Повітряна система забезпечує розкручування ротора компресора повітряним стартером або від допоміжної силової установки, або від працюючого двигуна, або від наземного джерела стисненого повітря.

Повітряний стартер є малогабаритним турбінним двигуном. Він складається з повітряної турбіни з редуктором, повітряного клапана з командним агрегатом і додатковим перекривним пристроєм. Повітряний клапан слугує для включення подачі стисненого повітря на турбіну повітряного стартера з літакової магістралі.

Повітряний стартер обладнаний автоматичною системою захисту, яка видає команду на повітряний клапан і додатковий перекривний пристрій при досягненні ротором повітряного стартера граничної частоти обертання. Додатковий перекривний пристрій призначений для автоматичного припинення подачі повітря до турбіни по електричній команді вказаної системи. На повітряному стартері також є система обмеження тиску повітря перед сопловим апаратом турбіни повітряного стартера.
Атмосферний тиск - тиск, з яким атмосфера Землі діє на земну поверхню і всі тіла, що на ній розташовані.

Роботою двигуна на запуску управляє електрична система автоматичного управління. Включення і виключення агрегатів системи запуску виконується командами, що формуються електричною системою автоматичного управління, відповідно до циклограми запуску.


Замкнута циркуляційна система змащування забезпечує постійну подачу масла під тиском до поверхонь опор роторів, що труться, деталей редукторів, що
обертаються, центрального приводу і коробки приводів. Крім того, система змащування забезпечує подачу масла в систему управління повітряним гвинтом, а також в систему виміру моменту, що крутить.
Автомати́чне керува́ння (англ. automatic control) - виконання без безпосередньої участі людини певних впливів на об'єкт керування, необхідних і достатніх для одержання цілеспрямованого його функціювання із заданою точністю.
Система керування, також Система управління (англ. control system) - систематизований набір засобів впливу на підконтрольний об'єкт для досягнення цим об'єктом певної мети. Об'єктом системи керування можуть бути як технічні об'єкти так і люди.
Система суфлірування здійснює відділення повітря від масла, після того, як масло пройде через гарячі вузли двигуна і спіниться. Суфлірування виконує відцентровий насос (суфлер).
Насос відцентровий (рос. насос центробежный; англ. centrifugal pump; нім. Zentrifugalpumpe f, Kreiselpumpe f, Schleuderpumpe f) - підклас динамічних поглинаючих турбомашин осесимметричної роботи .. Відцентрові насоси використовуються для транспортування рідин шляхом перетворення кінетичної енергії обертання в гідродинамічну енергію потоку рідини.

Гаряче масло після охолоджування поверхонь опор роторів, що труться, подається в паливно-масляний теплообмінник для підігріву палива, яке поступає в камеру згорання двигуна. Підігрів палива необхідний для поліпшення його горіння в камері згорання. При нагріві палива в паливно-масляному теплообміннику понад 60 °С здійснюється перепускання масла термоклапаном, завдяки чому виключається перегрівання палива вище за температуру його термостабільності.

Під контролем в системі змащування знаходяться поточний і мінімальний тиск масла, температура масла на вході в двигун, поточний, мінімальний і максимальний рівні масла в баку, температура масла, що відкачується з гарячих опор ротора.

Відкачуване масло з редукторів, опор турбін і задньої опори компресора знаходиться під контролем сигналізаторів стружки, що видають сигнал про наявність феромагнітної стружки. Масло, що відкачується з опор турбін і задньої опори компресора, також знаходиться під контролем стружкосигналізатора.


Система захисту від обмерзання двигуна – повітряно-масляна, призначена для обігріву вхідних елементів, схильних до обмерзання за певних умов. Горизонтальні стійки вхідного каналу, кок і лопатки вхідного направляючого апарату обігріваються повітрям. Вертикальні стійки першої опори і вхідна частина повітрозабірника обігріваються маслом. Включення повітряної системи захисту від обмерзання може здійснюватися як автоматично, по команді датчика обмерзання, так і вручну.
Система живлення паливом призначена для забезпечення двигуна паливом в усьому діапазоні режимів роботи, висот і умов польоту літака. На вхід паливної системи двигуна з баків паливо подається за допомогою відцентрового насоса. Паливо проходить через паливно-масляний теплообмінник і паливний фільтр до насоса-регулятора двигуна НР-2000. Паливний фільтр має датчики тиску палива на вході і на виході для сигналізації перепаду тиску на фільтрі.
Па́ливний фільтр (англ. fuel filter) - елемент конструкції паливної системи, що містить фільтрувальний елемент, розташований у паливній магістралі, призначений для затримання твердих часток у паливі, яке надходить до двигуна внутрішнього згоряння.
Да́тчик ти́ску (вимі́рювальний перетво́рювач ти́ску) - пристрій, що дозволяє отримувати і дистанційно передавати сигнал, що відповідає вимірюваному тиску.
Паливний фільтр має перепускний клапан, який спрацьовує при засміченні фільтру і забезпечує подачу палива в двигун, оминувши фільтр.

Подача палива в двигун дозується електронним (основним) або механічним (резервним) регуляторами. Після дозування паливо подається до розподільника палива РТ-2000, що розподіляє паливо по контурах форсунок. Управління подачею палива в нормальному (справному) режимі роботи системи живлення паливом здійснюється від важеля управління двигуном (РУД) через регулятор електронний двигуна


РЭД-2000. При відмові електронного регулятора РЭД-2000 в системі управління передбачена механічна система тяг від РУД до насоса-регулятора НР-2000, яка дозволяє управляти двигуном в резервному режимі.
Система автоматичного управління, контролю і діагностики виконує функції автоматичного управління параметрами силової установки літака Ан-140 з двигуном ТВЗ-117ВМА-СБМ1 і повітряним гвинтом АВ-140, а також здійснює поточний контроль силової установки з рішенням допускових алгоритмів і сигналізацією критичних режимів.

Система автоматичного управління, контролю і діагностики забезпечує запуск двигунів на землі та в польоті, управління режимами роботи і оптимізацію режимів роботи двигуна при зміні умов польоту, зупин двигуна, передачу інформації про роботу силової установки екіпажу і в бортовий пристрій реєстрації БУР-92А.


6.3. Призначення, склад і розміщення системи автоматичного управління силовою установкою регіонального/магістрального літака
Система автоматичного управління силовою установкою літака Ан-140 призначена для виконання наступних завдань:

контроль підготовки до запуску двигунів і управління його запуском;

управління зупином двигунів (основним і з флюгеруванням лопатей повітряного гвинта), іншими режимами роботи двигунів з кабіни екіпажу на всіх етапах польоту і при рулінні;

управління режимами "тихого руління", тривалого запалення і надзвичайним режимом;

управління реверсом тяги, синхрофазуванням і стоянковими гальмами повітряних гвинтів двигунів;

управління зняттям і установкою повітряних гвинтів на проміжний упор;

управління розфлюгеруванням лопатей повітряних гвинтів;

передпольотний контроль справності системи;

забезпечення роботи захисних систем при виникненні нештатних ситуацій;

контроль роботи силової установки з видачею інформації по контрольованих параметрах і результатах контролю на індикатори, сигнальні табло і в БУР-92А.

Для вирішення цих завдань літак оснащений комплексною електронною цифровою системою автоматичного управління силовою установкою (САУ СУ-140), до складу якої входять:



дві системи автоматичного управління САУ-2000 (по одної на кожний двигун);

блок управління і контролю силової установки БУК-140М;

два блоки комутації і запуску БКЗ-140;

два вимірювача вібрації EVM-249;

індикатори візуального контролю параметрів роботи системи в кабіні екіпажу.

Основне управління кожним двигуном силової установки здійснюється за допомогою власної системи автоматичного управління САУ-2000, що складається з електронної і гідромеханічної частин. Система САУ-2000 забезпечує:

живлення паливом, автоматичну підтримку і регулювання параметрів двигуна за заданими законами на всіх перехідних та сталих режимах;

видачу інформаційних сигналів, пропорційних параметрам двигуна, в
БУК-140М і управляючих сигналів в блок комутації і запуску БКЗ-140;

захист двигуна по граничним значенням параметрів його роботи і при відмовах.
Блок управління і контролю силової установки БУК-140М забезпечує:

обмін інформацією з РЭД-2000 обох двигунів по послідовному коду відповідно до протоколів передачі інформації та взаємодію РЭД-2000 обох двигунів між собою по каналах інформаційного обміну;
Захист двигуна автомобіля (інші назви: захист картера, захист піддону, захист моторного відсіку) - захисний елемент призначений для захисту елементів автомобіля від механічних пошкоджень при русі та паркуванні, так само він запобігає потраплянню пилу, вологи, бруду, каменів і іншого сміття в моторний відсік автомобіля.
Комуніка́ція (від лат. communicatio - єдність, передача, з'єднання, повідомлення, пов'язаного з дієсловом лат. communico - роблю спільним, повідомляю, з'єдную, похідним від лат. communis - спільний) - це процес обміну інформацією (фактами, ідеями, поглядами, емоціями тощо) між двома або більше особами, спілкування за допомогою вербальних і невербальних засобів із метою передавання та одержання інформації.


видавання інформації на засоби індикації та відображення параметрів роботи двигунів в кабіну екіпажу і в реєстратор БУР-92А.
Регулятор електронний двигуна РЭД-2000 є спеціалізованою багатопроцесорною керуючою ЕОМ з незмінною програмою, оснащеною пристроями сполучення з датчиками і керуючими механізмами САУ-2000. Регулятор взаємодіє з наступними системами і пристроями літака та двигуна:

– блоком БУК-140М а, через нього, з бортовими системами літака і РЭД-2000 симетричного двигуна;

– датчиками і керуючими механізмами двигуна та літака;

– регулятором РЭД-2000 симетричного двигуна (по прямому каналу обміну), блоком БКЗ-140, органами управління і контролю.


Блок комутації і запуску БКЗ-140 (релейний блок) забезпечує:

подачу електроживлення на регулятор РЭД-2000 і силові ланцюги керуючих агрегатів та механізмів;

прийом сигналів, що управляють, від органів управління і РЭД-2000 та включення, в відповідності з цими сигналами, силових комутаційних елементів;

видачу сигналів у вигляді напруги 27 В, які характеризують стан двигунів, в суміжні бортові системи і в реєстратор БУР-92А;

включення сигнальних табло в кабіні екіпажу.

Блок контролю вібрації двигуна EVM-249 призначений для безперервного контролю значення величини вібрації двигуна, викликаною незбалансованістю частин, що обертаються, та видачі інформаційних сигналів на індикацію в кабіну екіпажа і на реєстрацію в БУР-92А.


Прилади контролю двигуна призначені для виміру і візуальної індикації параметрів роботи двигуна в кабіні екіпажу та за принципом збору інформації діляться на дві групи:

1. Прилади, що одержують інформацію по каналу інформаційного обміну від блоку БУК-140М. До цих приладів відносяться:

ИКМРТ-140-F – вимірювач крутильного моменту (ИКМ) на валу повітряного гвинта і положення важелів регулятора палива (РТ);

Крутний моме́нт (рос. момент вращательный, момент крутящий; англ. torque; нім. Drehmoment n) - момент внутрішніх сил у перерізі об'єкта відносно заданої осі, нормальної щодо площини перерізу, що характеризує обертальний ефект сили при дії на тверде тіло, як наприклад, на обертовий вал.

БИП-140 – блок індикації параметрів вібрації, температури масла в маслобаку і тиску масла в системі змащування двигуна;

БИП-140-2 – блок індикації кількості масла в маслобаку двигуна.



2. Прилади, що одержують інформацію безпосередньо від датчиків двигуна. До них відносяться:

ИЧЖ-IBB-F і ИЧЖ-ITК-F – індикатори частоти обертання (ИЧ) рідкокристалічні (Ж) повітряного гвинта (ВВ) і турбокомпресора (ТК) від датчиків ДТА-15;

ИТЖ-I-F – індикатор температури (ИТ) газів за турбіною компресора двигуна рідкокристалічний (Ж) від термопар Т-80Т через перетворювач, що нормалізує (модуль М11А).

Загальне завдання приладів контролю роботи двигуназабезпечення візуального контролю роботи двигунів в кабіні екіпажа.

САУ СУ-140 здійснює також діагностування двигунів в польоті та при виявленні несправностей забезпечує включення (на землі) сигнального табло «ДВИГ 1 (2)» – «ЕСТЬ СООБЩЕНИЕ». За наявності цього сигналу за допомогою пульта інженера П1-140 визначається зареєстрована в регуляторі РЭД-2000 несправність силової установки. Ця несправність може бути визначена також за результатами розшифровки інформації реєстратора БУР-92А.

В табл. 6.1 приведений склад системи САУ СУ-140 і розміщення її елементів на літаку, а на рис. 6.2 зображена спрощена структурна схема САУ двигунів.

Структу́рна схе́ма - схема, яка визначає основні функціональні частини виробу, їх взаємозв'язки та призначення. Під функціональною частиною розуміють складову частину схеми: елемент, пристрій, функціональну групу, функціональну ланку.



Таблиця 6.1

Найменування

Розташування на літаку

Кількість, шт.

Блок управління і контролю БУК-140М

Під підлогою кабіни по шпангоуту № 8, правий борт

1

Регулятор електронний двигуна РЭД-2000

В нерухомої частині стікача гондоли лівого і правого двигунів

2

Блок комутації і запуску БКЗ-140

На стелі пасажирської кабіни в районі шпангоутів № 24-26

2

Блок вимірника вібрації
EVM-249

По лівому і правому борту за багажними полицями в районі шпангоута № 18

2

Блок індикації параметрів БИП-140

На середній панелі приладової дошки

2

Блок індикації параметрів БИП-140-2

На правому пульті передпольотної підготовки

1

Індикатор частоти рідкокристалічний ИЧЖ-IBB-F

На середній панелі приладової дошки

2

Індикатор частоти рідкокристалічний ИЧЖ-ITК-F

На середній панелі приладової дошки

2

Індикатор температури рідкокристалічний ИТЖ-I-F

На середній панелі приладової дошки

2

Вимірювальний модуль температури газів М11А

На задньому лонжероні крила в районі зсувного стікача мотогондоли

2

Датчик безконтактний синусно-косинусний трансформатор (положення важелів двигуна) ДБСКТ250-1Ш

На центральному мотопульту в кабіні екіпажу

2

Датчики: тиску, кутів положення, температури (терморезистивні), термопари, сигналізатори вібрації, виконавчі механізми і електромагнітні клапани

На двигуні та його агрегатах




Органи управління і світло-сигналізатори

В кабіні екіпажу (верхні щитки, середня панель приладової дошки, мотопульт, правий пульт передпольотної підготовки)








ИК ВСП 140 – інформаційний комплекс висотно-швидкісних параметрів;

САС-4 – система аварійної сигналізації.

Рис. 6.2. Спрощена структурна схема САУ двигунів.





Скачати 207.45 Kb.