|
|
Дипломная работа Приборы контроля двигателя. Применение систем контроля авиационных двигателей необходимо для обеспечения высокой надежности, ремонтопригодности и эксплуатационной технологичности современных и перспективных образцов авиационной техники
Содержание
Введение 4
Введение
Применение систем контроля авиационных двигателей необходимо для обеспечения высокой надежности, ремонтопригодности и эксплуатационной технологичности современных и перспективных образцов авиационной техники. Использование подобных систем обеспечивает безопасность полетов, уменьшение трудозатрат и времени на техническое обслуживание, что, в свою очередь, позволит снизить стоимость жизненного цикла летательного аппарата.
Система контроля технического состояния силовой установки предназначена для контроля состояния авиационных двигателей как в процессе полета, так и при технической эксплуатации. Применение систем контроля связано также с переходом на техническое обслуживание по состоянию СУ, которое все более широко используется при эксплуатации авиационной техники.
Современная система контроля технического состояния силовой установки обычно включает систему датчиков, а также устройства предварительной обработки, хранения и передачи информации, которая в случае возникновения неисправности во время полета может быть использована для предупреждения экипажа. Но, как правило, большинство современных систем контроля технического состояния двигателя обрабатывают и хранят информацию для ее последующей оценки на земле.
Система датчиков, предназначенная для получения данных о рабочих параметрах двигателя и его техническом состоянии в полете или при проведении наземных испытаний, может использоваться в сочетании с имеющейся контрольно-измерительной аппаратурой других двигательных систем (автоматического управления двигателем, противопожарная). С помощью датчиков различных видов снимается вся необходимая информация, например, о температуре и давлении газа, уровне вибрации, скорости вращения ротора, наличии твердых частиц в масле, расходе топлива и воздуха, концевом зазоре лопаток и другие.
В процессе создания перспективных систем контроля технического состояния СУ разработчикам предстоит решить ряд задач. Прежде всего, это обеспечение надежности системы и ее точности, то есть сведение к минимуму количества ложных срабатываний и необнаруженных неисправностей. Кроме того, необходимо решить задачи, связанные с обеспечением эксплуатационной технологичности и простоты обслуживания, а также возможности дальнейшего совершенствования системы.
Для эффективной работы систем диагностики силовых установок требуется комплексный контроль. Сочетание методов контроля, как современных, так и разрабатываемых, позволит получить реальную и полную информацию о техническом состоянии двигателя в целом. Отмечается, что основу подобной системы нового поколения составит экспертная система, реализованная на базе высокопроизводительной ЭВМ с соответствующим программным обеспечением и базой данных. По результатам анализа данных от датчиков путем их сравнения с информацией, содержащейся в базе данных, экспертная система будет определять состояние СУ, а в случае обнаружения неисправности информировать экипаж о степени ее опасности, вырабатывать рекомендации техническому персоналу по ее устранению (характер и местоположение, временные затраты на ремонт) и проведению дополнительных проверок. Конечной целью создания бортовой системы контроля силовой установки является обеспечение автоматизированного диагноза состояния двигателей и выдачи рекомендаций относительно планирования необходимых работ по техническому обслуживанию.
Таким образом подводя итоги выясняется, что совершенствование систем контроля силовых установок в гражданской авиации являются одним из важнейших аспектов при конструировании воздушных судов.
Раздел 1 Аналитическая часть
1.1 Приборы для измерения количества и расхода топлива
Точное определение количества и расхода топлива, которое потребляют двигатели ЛА, относится к важнейшим задачам, решаемым во время полёта. Их знание позволяет рассчитать дальность и продолжительность полёта, а также обеспечить правильность центровки ЛА по мере выработки топлива. Приборы, предназначенные для определения объёмного или массового количества топлива на ЛА, называются топливомерами.
На самолетах преимущественно используются дистанционные электромеханические поплавковые топливомеры и емкостные топливомеры. В топливомерах обоих типов с помощью датчиков измеряется уровень в баках, пропорциональный объему топлива в литрaх. Измеренная высота уровня затем преобразуется в электрическую величину (сопротивление или емкость), включенную в измерительную систему прибора.
Неправильная выработка топлива из баков самолета может привести к нарушению центровки. Поэтому на самолетах, преимущественно на многомоторных, устанавливаются блоки автоматического управления порядком расходования топлива из отдельных баков или группы баков. Обычно эти блоки составляют единую систему с емкостными топливомерами.
Их применяют для измерения массы топлива в отдельных баках, в группах баков и суммарного количества топлива на борту ЛА.
Совместно с топливомерами устанавливают автоматы управления последовательностью выработки и заправки баков топливом. Они также обеспечивают автоматическое управление перекачкой топлива для поддержания центровки летательного аппарата в требуемых пределах сигнализацию о состоянии топливной системы и др.
Расходомеры - приборы, используемые для определения мгновенного (за единицу времени) или суммарного (за время между запуском и остановом двигателя) расхода топлива, называются расходомерами.
Мгновенный расход топлива является одним из основных параметров, определяющих тягу двигателя.
Суммарный расход топлива позволяет определять его запас во всей топливной системе летательного аппарата во время полёта.
Принцип измерения мгновенного расхода топлива основан на определении скорости потока, которая при заданном сечении трубопровода и плотности топлива пропорциональна мгновенному расходу. Измерение скорости потока производится с помощью крыльчатки, расположенной в топливной магистрали.
Измерение суммарного расхода топлива основано на подсчёте суммы последовательных электрических импульсов, частота которых пропорциональна частоте вращения крыльчатки. Одна из наиболее распространённых систем измерения расхода топлива типа СИРТ предназначена для измерения мгновенного (часового) расхода топлива каждым авиадвигателем и запаса топлива во всей топливной системе летательного аппарата.
В состав системы входят датчики расхода ДРТМС, датчик плотности ДП, преобразователь сигналов ПС, указатели расхода УМРТ и указатель суммарного запаса топлива УСЗТ.
Работа канала измерения мгновенного расхода топлива, обслуживающего один двигатель представлена на (Рис 1.1). Топливо, протекая через датчик расхода, приводит во вращение крыльчатку 6 , частота вращения которой пропорциональна скорости потока топлива. На оси крыльчатки крепится ротор в виде постоянного шестиполюсного магнита 7 . При вращении крыльчатки магнитное поле магнита индуктирует э.д.с. переменной частоты в катушках, находящихся в корпусе статора 8.
ЭДС переменной частоты поступает на вход преобразователя частоты в напряжение ПНЧ, где усиливается и преобразуется в постоянное напряжение, пропорциональное частоте вращения крыльчатки, а следовательно,
мгновенному расходу в объёмных единицах. Чтобы расход топлива, выраженный в объёмных единицах, преобразовать в расход топлива, выраженный в массовых единицах, необходима поправка на плотность топлива.
1 - крепления; 2 - указатель; 3 - якорь; 4 - магнитопровод; 5 - катушка;
6 - крыльчатка; 7 - постоянный магнит; 8 – корпус статора
Рисунок 1.1 – Кинематическая схема расходомера
QТ = ρVТ , (1.1)
где, QТ – массовый расход топлива, кг/ч;
ρ – плотность топлива, кг/см3;
VТ – объёмный расход, см3/ч.
Зависимость QТ расчитывается по формуле (1.1). На потенциометр подаётся напряжение с ПЧН, пропорциональное расходу VТ . Движок потенциометра перемещается пропорционально изменению ρ. В итоге напряжение , снимаемое с щётки потенциометра, будет пропорционально массовому расходу топлива QТ .
Измерение плотности ρ осуществляется с помощью устройства, состоящего из датчика плотности ДП, блока отработки плотности БОП и усилителя. Датчик плотности представляет собой плоский конденсатор постоянно находящийся в топливе, ёмкость которого меняется в зависимости от плотности топлива.
Он включён в схему измерительного моста, состоящего из эталонного конденсатора и резисторов. Ёмкостный мост питается переменным напряжением 200 В 400 Гц. При изменении плотности
происходит разбаланс моста и сигнал с измерительной диагонали, усиленный усилителем, поступает на обмотку управления двигателя, ротор которого механически связан с движками потенциометров, и со шкалой значений плотности, вращающейся относительно неподвижной стрелки. Перемещение движков потенциометров и приводит мост в согласованное состояние и вводит поправку в значение напряжения UИЗ. Это напряжение, пропорционально QТ , сравнивается с UОП. Результат сравнения подаётся на усилитель УУС2 , где усиливается, и поступает на обмотку управления двигателя М2 . Двигатель перемещает стрелку указателя УМРТ и движок потенциометра , приводя схему в согласованное состояние. Положение стрелки соответствует значению мгновенного расхода в массовых единицах.
При работе измерителя запаса топлива крыльчатка 6 через червячную передачу 9 вращает сердечник, который является звеном в магнитной цепи катушки 5. Последняя совместно с катушкой постоянной индуктивности 4 составляет схему индуктивного моста. Двумя другими плечами моста являются вторичные обмотки трансформатора, находящегося в преобразователе суммарного расхода (ПСР). Через определённое число оборотов крыльчатки индуктивный мост выходит из равновесия за счёт изменения индуктивности катушки 5. При этом в диагонали моста появляется сигнал переменного тока частотой 400 Гц, модулированный частотой изменения индуктивности катушки 5 .Эти сигналы с трёх датчиков расхода поступают на вход ПСР , где происходит усиление, формирование и распределение приходящих импульсов в последовательность.
Суммарная приведённая погрешность по мгновенному расходу и суммарному запасу топлива составляет ± 4%. Наиболее частые дефекты возникают из-за засорённости или износа подшипников крыльчатки датчика расхода.
1.2 Приборы для измерения давления масла и топлива самолетов
Рабочими жидкостями и газами силовых установок и агрегатов летательных аппаратов являются: авиационное топливо (керосин); масло в системах смазки и в гидросистемах; сжатые газы (воздух, азот, кислород); газы, выходящие из сопла силовой установки.
Манометры предназначены для измерения давления жидкостей и газов. Наряду с манометрами на ЛА нашли широкое применение сигнализаторы давления. Их применение помогает разгрузить внимание летчика, так как электрические сигналы выдаются на световые табло, которые информируют его о выходе давлений за предельно-допустимые значения.
В настоящее время на летательных аппаратах нашли применение механические и электромеханические манометры.
Механические манометры подразделяются на:
MB - манометры воздушные;
МГ- манометры гидравлические;
МК - манометры кислородные;
МЛ - манометры универсальные.
Принципиальная схема механического манометра с чувствительным элементом (ЧЭ) в виде манометрической трубки и манометрической коробки представлена на (Рис.1.2).
Механические манометры широкого распространения в авиации не получили вследствие удаленности трубопроводов с установленными в них манометрами от объектов контроля, что ведет к ухудшению надежности, живучести и эксплуатационной технологичности контролируемых систем, а также к запаздыванию показаний при измерениях.
Этого недостатка лишены электромеханические манометры, у которых сигналы с электрических преобразователей давления (датчиков), установленных непосредственно на контролируемых объектах, с помощью электрической дистанционной передачи выдаются на показывающие приборы, расположенные в кабине. ЧЭ механических манометров и сигнализаторов служат манометрические мембраны, коробки, трубки изображенные на (Рис.1.2).
Рисунок 1.2 – Коробки, мембраны, трубки
Электромеханические манометры предназначены для дистанционного измерения и контроля параметров гидравлических и газовых систем летательных аппаратов. Наиболее распространены электромеханические манометры тина ЭДМУ, ЭМ, ЭДММ, ДИМ, ИКГ, МИ, а также комбинированные приборы типа ЭМИ-ЗР, ЭМИ-ЗРИ. В манометрах ЭДМУ, ЭМ, ЭДММ, ЭМИ-ЗР применяются потенциометрические, а в остальных - индуктивные преобразователи давления. В качестве указателей используются логометры.
В построении электрических схем и устройстве авиационных манометров широко используются принципы унификации. Так, конструкция указателя манометра ДИМ аналогична конструкции указателя манометра серии ЭДМУ, в последних в качестве чувствительных элементов применяются потенциометрические датчики, которые работают недостаточно надежно из-за перетирания потенциометров их щетками. Это явление вызвано наличием пульсации давления жидкостей с амплитудой до 3% от верхнего предела измерения.
По этим причинам манометры серии ЭДМУ на современных ЛА заменяются манометрами серии ДИМ.
Устройство указателя и датчика манометра ЭМ также принципиально не отличается от устройства указателя и датчика манометра ЭДМУ. Отличие заключается лишь в количестве и расположении катушек логометра указателя. В трехстрелочном моторном индикаторе ЭМИ-ЗР используются электросхемы трех независимых приборов: электромеханического манометра типа ЭМ - для измерения давления топлива, электромеханического манометра типа ЭДМУ - для измерения давления масла и электрического термометра сопротивления ТУЭ-48 - для измерения температуры масла. В комбинированных гидрогазовых индикаторах ИКГ используются те же измерительные схемы, что и в манометрах ДИМ. Поэтому работу принципиальных электросхем манометров рассмотрим на примере типовой измерительной схемы дистанционного индуктивного манометра ДИМ.
 Рисунок 1.3 – Принципиальная электрическая схема манометра ДИМ
В комплект манометра ДИМ входят датчик индуктивного типа и указатель. Диапазон измерения давлений манометрами этой серии составляет: 0¸300 кГс/см2. Рассмотрим работу манометра по схеме на (Рис.1.3). Указатель ДИМ является двухкатушечным магнитоэлектрическим логометром.
Схема манометра представляет собой электрический мост плечами которого являются катушки индуктивного датчика L1 и L2, а два других плеча образованы резисторами R1 и R2 в указателе. Питание комплекта осуществляется I,U=36В, F=400Гц. Диоды Д1 и Д2 служат для согласования электрической схемы датчика, работающего на переменном токе, с указателем, работающим на постоянном токе. Катушки логометра включены в диагональ моста, а общей точкой подключены к полудиагонали. Катушки имеют одинаковое число витков, но разные размеры, так как одна из катушек надевается на другую, причем таким образом, чтобы их оси были расположены под углом 120°, что и определяет размах шкалы указателя. Для симметрии схемы в цепь внутренней катушки включается подгоночное сопротивление (на схеме не показано). Для компенсации температурной погрешности применяется резистор RТК. Под воздействием избыточного давления мембрана прогибается и перемещает якорь индуктивного датчика, при этом изменяются зазоры в магнитных цепях катушек L1 и L2.
Изменение зазоров приводит к изменению индуктивности катушек и перераспределению токов в рамках логометра указателя, в результате подвижный магнит со стрелкой устанавливается по результирующему вектору магнитного потока катушек логометра. При выключении источника питания подвижная система логометра возвращается в исходное положение и стрелка логометра установится в крайнее левое положение за счет цилиндрического постоянного магнита укрепленного в нижней части шкалы указателя.
Модификацией индуктивных дистанционных манометров являются индикаторы комбинированные гидрогазовой системы ИКГ, работающие в комплекте с индуктивными датчиками типа ИМД. На самолете МИГ-29 установлен индикатор комбинированный гидрогазовый ИКГ-1. Он предназначен для дистанционного измерения и контроля давления гидравлической и пневматической систем, и измеряет давление жидкости в общей и бустерной гидросистеме и давление воздуха в основной и аварийной
пневмосистемах самолета. Электрическая схема этого манометра аналогична принципиальной электрической схеме манометра типа ДИМ. Датчики индуктивные малогабаритные ИМД по принципу действия и устройству одинаковы с датчиками ИДТ и имеют лишь незначительные конструктивные отличия. Два датчика ИМД-260 установлены в пневматических системах, а два датчика ИМД-300 установлены в гидравлических системах.
Сигналы с датчиков выдаются на указатели логометрического типа, особенностью которых является вертикальное расположение шкал.
1.3 Авиационные термометры
Приборы, с помощью которых измеряется температура, называются термометрами.
Одной из основных величин характеризующих режим работы авиационных силовых установок с турбовинтовым, турбореактивным двигателями, является температура (масла, стенки трубопровода противообледенительной системы, газов в реактивном сопле, воздуха в кабине и вне ее).
По назначению термометры авиационных двигателей можно разделить на следующие основные виды, отличающиеся диапазонами измерения:
1) термометры для измерения температуры выходящих газов в газотурбинных двигателях (ГТД) с верхним пределом измерения до 900-1200°С;
2) термометры для измерения температуры головок цилиндров поршневых двигателей до 350°С;
3) термометры для измерения температуры масла, до 150°С.
По показаниям данных термометров судят о тепловом состоянии двигателя. Всякий двигатель внутреннего сгорания развивает номинальную мощность (тягу) только при некоторой определенной температуре. При температуре ниже установленной двигатель переохлаждается и большая часть тепловой энергия будет затрачиваться не на полезную работу, а на нагрев деталей двигателя.
У перегретых двигателей ухудшается смазка, увеличивается износ трущихся деталей, все это приводит к потере мощности (тяги), а иногда - к выходу двигателя из строя, пожару.
Основной температурой среды является термодинамическая температура (символ Т), единицей которой служит кельвин (символ К).
Термодинамическая температура может быть выражена также температурой Цельсия (символ t) по формуле (1.2).
t = T - 273,15 К (1.2)
Единицей для выражения температуры Цельсия является градус Цельсия (символ °С), размер которого равен размеру кельвина.
Классификация термометров по принципу действия:
Термометры расширения основаны на зависимости удельного объема вещества от температуры:
жидкостный дилатометрический (дилатометрия - метод определения
расширяемости различных тел от нагревания, который может быть использован для нахождения критических точек металлов и сплавов);
биметаллический;
манометрический.
Термометр сопротивления основан на зависимости сопротивления термопреобразователя от температуры.
Термоэлектрический термометр основан на зависимости термоэлектродвижущей силы термопары от температуры.
Пирометр основан на зависимости теплового электромагнитного излучения тела от его температуры.
Наиболее широкое применение в авиации нашли биметаллические термометры сопротивления, электрические и термоэлектрические.
1.4 Авиационные тахометры
Тахометры предназначены для измерения частоты вращения роторов силовых установок (СУ). Частота вращения ротора оказывает влияние на тягу и надежность работы силовой установки. Например, уменьшение частоты вращения ротора на 1% приводит к снижению тяги СУ на 3-7%. Поэтому требуемая точность измерения частоты вращения ротора СУ лежит в пределах 0,5-1% от максимального значения частоты вращения.
В настоящее время на ЛА широкое применение нашли магнитоиндукционные и частотно-импульсные тахометры, последние применяются в указателях с ленточными шкалами, которые установлены на базовой AT.
В настоящее время на ЛА применяются магнитоиндукционные тахометры серии ТЭ - тахометры электрические (ТЭ-15 и др.) со шкалой, проградуированной в об/мин.; тахометры серии ИТЭ - индукционные тахометры электрические (ИТЭ-1, ИТЭ-2 и др.) со шкалой, проградуированной в %.
На (Рис.1.4) показана принципиальная схема тахометра ИТЭ-1. В его состав входят: датчик тахометра электрический ДТЭ-1 и измеритель тахометра электрический ИТЭ-1. Датчик тахометра - синхронный трехфазный генератор с возбуждением от постоянного магнита. Он приводится во вращение через понижающую передачу от ротора СУ, частота которого измеряется. С помощью трехпроводной линии статорные обмотки датчика, соединенные на "звезду", связаны со статорными обмотками синхронного двигателя, размещенного в корпусе указателя тахометра.
Рисунок 1.4 – Принципиальная схема тахометра ИТЭ-1
Скорость полета самолета измеряют относительно воздушного потока и относительно поверхности земли. Причем рассматривают как горизонтальную, так и вертикальную составляющие скорости. Различают истинную воздушную скорость — скорость полета самолета относительно воздушного потока, индикаторную (приборную) скорость — скорость полета самолета относительно воздушного потока у земли при таком же динамическом давлении (скоростном напоре) как на данной высоте, и путевую скорость — скорость полета самолета относительно поверхности земли. Путевая скорость равна геометрической сумме горизонтальных составляющих истинной воздушной скорости и скорости ветра. Безразмерной характеристикой скорости полета самолета является число М, равное отношению истинной воздушной скорости к скорости звука.
Приборы, предназначенные для измерения индикаторной скорости, называются указателями индикаторной скорости, а приборы, определяющие истинную воздушную скорость, — указателями истинной воздушной скорости. Часто применяются комбинированные указатели скорости (КУС), сочетающие в себе оба выше названных. Приборы, предназначенные для измерения числа М, называются М-метрами или указателями числа М. Известно несколько методов измерения скорости полета самолета. Среди них следует отметить аэродинамический, доплеровский и инерциальный.
Аэродинамический метод измерения скорости полета основан на измерении динамического давления скоростного напора воздуха, функционально связанного со скоростью полета. Этот метод положен в основу большинства существующих указателей индикаторной скорости и истинной воздушной скорости, а также указателей числа М.
Доплеровский метод измерения скорости полета сводится к измерению разности частот радиосигналов — излучаемого к земной поверхности и отраженного от нее.
Инерциальный метод измерения скорости основан на измерении ускорений и однократном интегрировании полученных сигналов. Доплеровский и инерциальный методы применяются для измерения путевой скорости.
Здесь будут рассмотрены приборы, основанные на аэродинамическом методе измерения скорости.
1.5 Аппаратура контроля вибрации
Приборы контроля вибрации обеспечивают непрерывный контроль скорости вибрации двигателя и выдают сигналы о повышенной и опасной вибрации в случаях превышения её значения выше установленной нормы. Появление вибрации, внезапно возникшей и возрастающей, указывает на дефекты в двигателе.
Такими дефектами могут быть разрушения приводов авиадвигателей, дисбаланс роторов компрессора, разрушения лопаток турбины или компрессора и т.д. Раннее предупреждение дефектов в двигателе позволит экипажу предпринять необходимые меры и избежать серьёзных повреждений двигателя и лётных происшествий.
Датчик вибрации (Рис.1.5) представляет собой колебательную систему, состоящую из инерционной массы 1 , связанной пружинами 2 с корпусом 4. Инерционной массой служит постоянный магнит. Цилиндрические пружины обеспечивают среднее положение магнита относительно катушки 3. Под влиянием возмущающей силы магнит будет перемещаться относительно катушки.
1 - инерционная масса; 2 - пружина; 3 - катушка; 4 - корпус
Рисунок 1.5 – Датчик вибрации
При пересечении витков катушки полем постоянного магнита в катушке индуцируется Э.Д.С., которая пропорциональна индукции магнитного потока, числу витков, средней длине витка и скорости движения обмотки катушки относительно магнита. На двигателе устанавливаются датчика: один на передней опоре, второй – на задней. Электронный блок БЭ состоит из двух
независимых идентичных каналов, каждый из которых является усилителем с полосой пропускания 50 – 200 Гц, и общего узла питания. Сигнал датчика усиливается, выпрямляется, подаётся на указатель и одновременно на ждущий мультивибратор схемы сравнения. При достижении заданного уровня виброскорости мультивибратор заставляет срабатывать электронное реле , которое включает сигнальную лампу Указатель ИВ является микроамперметром магнитоэлектрической системы с подвижной рамкой.
|
|
|
Скачать 0.8 Mb.
