CC BY
286
АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
УДК 629.7.035
Е. В. РАСПОПОВ, Г. Г. КУЛИКОВ, В. А. ТРУШИН,
В. С. ФАТИКОВ, Т. П. АНДРЕЕВА, И. Т. ГУБАЙДУЛЛИН
ИНФОРМАЦИОННАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ИНТЕГРАЦИИ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОГО ПИРОМЕТРИЧЕСКОГО МОДУЛЯ В СИСТЕМУ УПРАВЛЕНИЯ, КОНТРОЛЯ И ДИАГНОСТИКИ (гАБЕС) ГТД
Обсуждаются вопросы интеграции интеллектуального пирометрического модуля (ИПМ) с системой управления, контроля и диагностики (БАБЕС) с целью обеспечения необходимой достоверности, глубины и полноты контроля наиболее критичных, дорогих и определяющих ресурс ГТД компонентов двигателя. Показан положительный эффект интеграции ИПМ с БАБЕС для обеспечения системной безопасности ГТД. Предложена методика определения эквивалентного остаточного ресурса рабочих и сопловых лопаток турбины по информации от ИПМ и бортовой модели теплонапряженного состояния лопатки. Предложена информационная технология исследования и доводки алгоритмов ИПМ в составе комплексной полунатурной модели ГТД + БАБЕС, в том числе с учетом отказов ГТД и его систем. Интеллектуальный пирометрический модуль; оптико-электронные датчики; полунатурная комплексная модель; система автоматического управления; контроля и диагностики; ГТД; системные отказы
Современные подходы к реализации главных стратегий развития ГТД - эксплуатации по состоянию и обеспечения системной безопасности - предполагают «интеллектуализацию» всех подсистем ГТД и информационное интегрирование с системой управления, контроля и диагностики двигателя (БАБЕС) с целью достоверной оценки состояния, выявления отказов и обеспечения нормальной работы двигателя за счет реконфигурации БАБЕС [1].
Наиболее критичными, дорогими и определяющими ресурс двигателя компонентами являются турбинные лопатки высоконагружен-ных турбин, характерных для современных ГТД [2]. Поэтому в рамках указанных подходов, как показано в работе [3], целесообразна организация мониторинга состояния рабочих лопаток на основе унифицированных [4, 5, 6] оптических пирометрических преобразователей (пирометров).
Средством для реализации мониторинга турбинных лопаток и контроля остаточного ресурса ГТД авторами предлагается интеллектуальный пирометрический модуль (ИПМ), интегрированный с БАБЕС по информационным
Контактная информация: (347) 272-89-81
Работа выполнена в соответствии с Государственным контрактом № 02.740.11.0764 на выполнение НИР от 12.04.2010 г.
каналам, сочетающий данные прямого измерения температуры лопаток пирометрическим каналом с данными расчета встроенной (бортовой) математической моделью. Создание и отработка такого ИПМ требует создания информационной технологии полунатурного моделирования ИПМ с БАБЕС при нормальном функционировании, отказах и реконфигурации ГТД и его систем.
В настоящей статье предлагаются подходы и решения авторов по созданию информационных технологий интеграции и отработки предлагаемого интеллектуального пирометрического модуля в составе БАБЕС, а именно:
• принципы построения, архитектуры, алгоритмов работы унифицированного ИПМ;
• структура бортовой модели (БМ) теплонапряженного состояния турбинных лопаток;
• алгоритм расчета остаточного ресурса лопаток в процессе эксплуатации ТРДДФ по данным ИПМ и БМ;
• структура комплексной полунатурной модели ГТД + БАБЕС + ИПМ для исследования и отработки алгоритмов интеллектуальной части ИПМ при нормальном функционировании ГТД и его систем и при отказах.
1. СТРУКТУРА УНИФИЦИРОВАННОГО ИПМ
В результате выполненных УНПП «Молния» исследований [4] по унификации конструкций бортовых оптических пирометрических
преобразователей, предназначенных для бесконтактного измерения температуры поверхности рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей, разработан отраслевой стандарт ОСТ 1 04043-2008 [6], в котором определена номенклатура общих технических требований и типоразмерный ряд унифицированных конструкций бортовых оптических пирометрических преобразователей. Поэтому интеллектуальный оптико-электронный пирометрический преобразователь (ОЭПП) может быть выполнен в виде унифицированной конструкции (модуля) для различных типов двигателей. В его состав входят:
• оптико-электронный датчик контроля температуры поверхности лопаток турбины;
• электронный блок с модулями преобразователей сигналов датчиков и вычислителя (встроенного процессора) со специальным прикладным обеспечением.
ИПМ по данным измерений и бортовой математической модели поля распределения температур в лопатке выполняет в реальном времени:
• измерение и обработку информации о текущих значениях измеренной оптическим пирометром температуры лопаток турбины, контроль и диагностику теплонапряженного состояния каждой турбинной лопатки;
• расчет расхода и остатка ресурса с учетом всех режимов работы.
Кроме того, возможно включение в состав ИПМ дополнительных оптико-электронных датчиков контроля пламени в форсажной и/или основной камерах сгорания ТРДДФ. Схема ин-
теллектуального пирометрического модуля с дополнительным оптико-электронным датчиком контроля пламени приведена на рис. 1.
Основной методологической проблемой диагностирования состояния лопаток по данным прямого измерения остается интерпретация результатов измерения и прогнозирование будущих состояний ГТД. На рис. 2 представлен фрагмент временной реализации выходного сигнала ОЭПП на интервале времени, равном одному обороту ротора турбины, с указанием абсолютных значений температур. Из данных на рис. 2 следует, что абсолютные значения температур изменяются от 733 °С (отметка «Х»), что соответствует максимальному остаточному ресурсу лопатки до 797 °С (отметка «Г»), что соответствует минимальному остаточному ресурсу.
Временная реализация выходного сигнала ОПП несет в себе большое количество информации, часть которой приходится на очень малые составляющие и может остаться незамеченной. Тем не менее, подобные слабые компоненты важны для выявления развивающихся неисправностей, например, дефектов рабочих лопаток, неустойчивой работы камеры сгорания, компрессора, что следует учитывать в алгоритмах обработки и интерпретации.
Следует особо отметить, что прямое измерение посредством оптического пирометрического преобразователя позволяет определить фактическое температурное состояние любой лопатки.
Лопатки турбины
Воздух, обдувающий объектив
Оптический зонд
Гибкий волоконный световод в металл о рукаве
В бортовые системы
FADEC
Контур двигателя
Модуль
преобразова- О Модуль
теля сигналов вычислителя
датчиков
Электронный блок (модуль) ИПМ
Сигналы
ИМ
Сигналы
датчиков
Датчик
пламени
Рис. 1. Схема интеграции БАБЕС и ИПМ с оптико-электронным датчиком контроля пламени
07475 2.3925 4.0375 56825 7.3275 8.9725 10.7050 12.6975 146875 166500 18.6700
Время, мс
Рис. 2. Фрагмент временной реализации выходного сигнала ОПП на интервале времени, равном одному обороту ротора турбины
Это позволяет:
• устанавливать технически и экономически обоснованные ограничения на предельно допустимые температуры как металла рабочих лопаток, так температуры газа перед турбиной;
• учитывать термоциклическую повреждаемость рабочих лопаток (в том числе термозащитного покрытия), обусловленную пространственными и временными градиентами температурных полей элементов конструкции турбины;
• учитывать деформации рабочих лопаток, влияющие на величину радиального зазора;
• оптимизировать расход охлаждающего воздуха и запасы прочности рабочих лопаток;
• осуществлять комплексирование информации с информацией от датчиков двигателя (термопар, датчиков частоты вращения, температур, давлений), что позволит осуществлять «перекрестный» контроль работоспособности и повысить уровень толерантности САУКД (БАБЕС);
• уточнять бортовую математическую модель теплового состояния рабочей лопатки, в том числе на переходных режимах работы ТРДДФ.
Присущие авиационным ОПП недостатки (дрейф эквивалентного коэффициента передачи измерительного канала из-за загрязнения наружной поверхности линзы объектива, износа оптических компонентов и др.) могут быть скомпенсированы алгоритмическими средствами в случае интеграции ИПМ в состав бортовых систем контроля, диагностики и использования информационной избыточности.
Наиболее целесообразным представляется структура интеллектуальной части ИПМ и организация мониторинга состояния лопаток на основе использования данных прямого измерения пирометрическим каналом ИПМ и расчетных данных поля температур по математической модели теплонапряженного состояния лопаток турбины, включенной в ИПМ.
2. АЛГОРИТМ БОРТОВОЙ МОДЕЛИ ТЕПЛОНАПРЯЖЕННОГО СОСТОЯНИЯ ТУРБИННЫХ ЛОПАТОК ДЛЯ ПИРОМЕТРИЧЕСКОГО КАНАЛА
Необходимость сочетания модельных данных и данных прямого измерения для оценки теплонапряженного состояния лопаток обусловлена следующими обстоятельствами.
На самолете двигатель работает на разных режимах, начиная от малого газа с переходом на взлетный режим, затем на номинальный и, наконец, перед посадкой, на режим малого газа с авторотацией после посадки самолета и отключения подачи топлива. В истребительной авиации двигатель значительное время полета работает на переходных режимах, и лопатки турбины подвержены воздействию нестационарных температур газа с возникновением в них опасных термических напряжений. Применение керамических термобарьерных покрытий (ТБП) на перфорированных лопатках турбины, коэффициенты линейного расширения которых отличаются от таковых для металла лопаток, требует расчетной оценки температур и напряжений в покрытии на любом режиме работы двигателя. Проблема отслоения покры-
тия от лопатки решается нанесением на ее поверхность смеси керамики с металлом, исполняющим роль арматуры в термобарьерном покрытии пористой структуры. При этом многослойное покрытие имеет переменный состав компонентов металла, керамики и газа [7].
Для накопления данных о нестационарном и стационарном термонапряженном состоянии ТБП за все время полета необходимо постоянно иметь информацию о режимах работы турбины с расчетом температур и напряжений бортовыми компьютерами. Такие данные в сумме по полетам позволят определить оставшийся ресурс работы лопаток и их состояние в турбине в любое время от начала эксплуатации.
Для бортовых компьютеров методика и алгоритм расчета температур и напряжений должны быть несложными, не громоздкими и не накладывать особых ограничений на выбор шага по времени, обеспечивая при этом приемлемую точность результатов расчетов. В работе [8] обоснована неконкурентоспособность метода конечных элементов (МКЭ) по сравнению с методами конечных разностей (МКР), что обусловлено большой длительностью процедуры расчета для решения задач нестационарной теплопроводности.
Наиболее приемлемым для бортовых компьютеров является метод элементарных балансов А. П. Ваничева [9] (как вариант МКР) по неявной схеме Кранка - Николсона [10]. Метод применим для тел любой конфигурации, в том числе и для охлаждаемых лопаток турбин, без существенной схематизации их геометрии при разбиении на элементы произвольной конфигурации (предпочтительно на четырехугольные блоки высотой, равной шагу между отверстиями перфорации). Пояс пера лопатки высотой ^ может содержать перегородки, выступы, перемычки и т. д.
Применимость метода элементарных балансов для расчетов температурного состояния лопаток турбины на переходных режимах работы ГТД обоснована в [11].
При расчетах нестационарных температур по неявной схеме Кранка - Николсона уравнение балансов имеет вид:
Ат
-(ТҐ -Тп ) =
= Х[0,5ки+. (Тп+1 - Тп+1) + +0,5кпд, (т; - тп)],
(1)
где с - теплоемкость материала элемента разбиения лопатки; т - масса элемента; Т -температура, оС; Ат - интервал времени; к -
обобщенный коэффициент теплопередачи, определяемый коэффициентами теплоотдачи, теплопроводности металла и теплозащитных покрытий; F - площадь, через которую проходит тепловой поток от расчетного элемента і к соседнему .; подстрочный индекс . относится к расчетному элементу, а индекс, - к одному из соседних; надстрочный индекс п относится к начальному моменту времени, а индекс п+1 -к моменту через шаг по времени Ат.
Схема решения обеспечивает расчет подогрева охлаждающего воздуха в отверстиях перфораций от элементов разбиения по пути от входа к выходу при тепловом взаимодействии как на стационарных, так и на переходных режимах ГТД. Для стационарных режимов уравнение балансов имеет вид:
(2)
Системы (1) и (2) применимы для расчета трехмерных (объемных) задач.
Суммарные напряжения о на элементарной площадке dF поперечного сечения пера лопатки определяется по формуле [12]:
N
+ Е
I | E^i2dF | En2dF
F F F
| EaTTdF | EqaTTdF
Е------------+с ^-------+
I Е^ | Ec2dF
F F
|EцaTTdF
+П F
Г +
| En2dF F
—аТТ
(3)
где ат и Е - коэффициент линейного расширения и модуль упругости материала рассматриваемого элемента, являющиеся функцией его температуры Т; ^ и п - главные центральные оси поперечного сечения пера лопатки; N -центробежная растягивающая сила на радиусе Я рассматриваемого поперечного сечения пера лопатки; М^ и Мп - составляющие изгибающих моментов относительно главных центральных осей.
3. АЛГОРИТМ РАСЧЕТА ОСТАТОЧНОГО РЕСУРСА В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ ТРДДФ ПО ДАННЫМ ИПМ
Режим работы турбины определяется следующими параметрами: СГ; ТГ; Св; Тв; (^, ср, М-)г = ЛТГ); (X ^ ц)в = ЛТВ); р£.
При этом в сечении лопатки ТГ = const, ТВ Ф Ф const (из-за подогрева воздуха по пути в тракте охлаждения), то есть ТВ зависит от температуры лопатки Тл, а Тл зависит от ТВ.
По заданным параметрам рассчитываются числа Рейнольдса в трактах газа и воздуха и по ним коэффициенты теплоотдачи со стороны газа аГ и аВ. По заданным граничным условиям теплообмена по обводу профиля лопатки рассчитываются температуры tn в элементах разбиения в сечении (~300 элем.) по зависимости (1) или (2) для стационарных режимов. По полученному распределению температур в сечении рассчитываются термические напряжения ог- в элементах.
По заданному запасу прочности
К=^ =(1,5...2,5)
о
(4)
определяют предел длительной прочности От, { = = о ■ Ко, по которому находится параметр Ларсона-Миллера для данного материала
Р = / (°тд ) (5)
для каждого элемента разбиения. Параметр Р зависит от ^ (°С) и т (часы):
Р = 0 + 273) • (^7 + 20). (6)
Ресурс работы лопатки по данному элемен-
Р
(—Р 20)
ту будет равен т = 10 (+273) часов.
Для взлетного режима работы турбины ресурс работы будет минимальным ттт = /Р, 0тах, причем этот ресурс может определить элемент лопатки не с ^тах, а с отах. действ. То есть расчет ттт следует вести по всем элементам пера лопатки и только тогда можно найти наиболее опасное место в лопатке.
При переходе к другому режиму работы турбины меняются все параметры в тракте и по этим новым параметрам определяются ^„, одейств, при том же Ко определяется от,ь затем Р и ресурс для этого режима:
(—Р 20)
т = 10 (‘+273) часов.
Отношение т к ттт определяет эквивалент: т
е=-----
т
Ш1П
между ресурсом произвольного режима и взлетного как тт1П = т / е.
Наработка на произвольном режиме (Ат) за полет определит расход ресурса взлетного режима: Атт1П = Атг- / Авь а для п режимов по Атг-
расход ресурса Атт1П = Ъ А^ .
Остаток ресурса взлетного режима работы: 5т =т -Ат ■ .
т1П т1П т1П
Имея расчетное поле температур по всему объему лопатки (в том числе и в поверхностном слое со стороны газа) для всех эксплуатационных режимов работы двигателя и фактическую температуру лопатки по показаниям пирометра (в точках замера), можно определить имеющее место фактическое распределение температур и ресурс т по опасному элементу и затем свести его к тт1П.
Расчет допустимого числа циклов
на переходных режимах с приведением к наиболее нагруженному циклу
Большую опасность для ресурса работы лопаток турбины представляют режимы перехода от одной температуры газа к другой (переход с режима на режим) из-за неоднородного теплового и напряженного состояния за цикл. Допустимое число циклов N (ресурс) определяется малоцикловой термоусталостью.
Значение N может быть определено из формулы [13]:
1п N = Ь0 + Ь1 • ^тах + Ь2 • 2 • 0а + Ь3 • СТ ,
где ^тах - максимальная температура цикла элемента; 2оа - размах термических напряжений в элементе; GT - градиент температуры у элемента.
Например, для сплава ХН70ВМТЮФ:
b0 = 33,72; b =-25,32 -10
-3.
Ь2 =-1,862 •Ю-3;
Ь3 = 2,318 •Ю-2.
Минимальным будет допустимое число циклов (переходов) от «малого газа» к взлетному режиму:
Nmin = ехР(Ь0 + Ь1^тах +
+ Ь2 • 2оа + Ь3Ст )м.г.-взлет..
При переходе от произвольного режима к соседнему:
N = /(^тах , 20а , 0Т )пр.сос.
Отношение N к NmlП определяет эквивалент I =.*.
между допустимым числом циклов перехода от произвольного режима к соседнему и числом циклов от «малого газа» к взлетному режиму.
Б
N . = ^.
Ш1П ^
Число циклов от произвольного режима к соседнему (ДК). за полет определит расход ресурса по циклам от «малого газа» к взлетному режиму:
(т).
к
а если число различных переходов было т, то расход запаса по циклам:
т (АN).
АN . = £-----^.
Ш1П , л
і=1 к.
Остаток циклов 5(ДNш1п) = - ДNШ1П.
Пирометр позволит контролировать ґШах и выбирать 2оа и От из заранее рассчитанных для известных режимов.
Связь ттіп и Лтіп. Отношение тШ1П / Жтг, = ф определит эквивалент между ресурсом на взлетном режиме и допустимым числом циклов при переходе от «малого газа» к взлетному режиму час/цикл.
Число циклов NmiП сводится к тШ1П по формуле тШ1П = NШ1П • ф (час). Любые режимы сводятся к (ДтШ1П). для взлетного режима. Правомерность такого сведения числа циклов N1^ подтверждается в [7].
4. ИНФОРМАЦИОННАЯ ТЕХНОЛОГИЯ
ОТРАБОТКИ ИПМ НА КОМПЛЕКСНОЙ ПОЛУНАТУРНОЙ МОДЕЛИ (ГТД+ РАБЕС +ИПМ)
4.1. Структура полунатурного моделирующего комплекса
Для отработки алгоритмов ИПМ наиболее целесообразной представляется структура двухуровневой полунатурной комплексной модели ТРДДФ и его систем (топливной; пусковой; воздушной; смазки и суфлирования; гидравлических; дренажных), совместно с БАБЕС реализованная на полунатурном моделирующем комплексе (ПМК) [1, 3]. Структура ПМК для отработки ИПМ показана на рис. 3.
Нижний уровень - это полунатурные модели: математическая модель (ММ) ГТД и его систем + физические модели их исполнительных механизмов (ИМ); БАБЕС - натурный блок. Верхний уровень составляют информационные модели самолетных систем, линии связи их с БАБЕС - физические модели реальных связей. Кроме того, в состав ПМК входит система имитации отказов датчиков и исполнительных механизмов.
Для полунатурного моделирования (ГТД + + БАБЕС + ИПМ) структура ПМК дополнена (на рис. 3 дополненные блоки показаны серым цветом):
• натурным электронным блоком ИПМ;
• физическим имитатором пирометрического сигнала;
• математической моделью теплонапряженного состояния лопаток.
Имитатор пирометрического датчика формирует сигнал в виде напряжения 0,05...10У, пропорционального значению температуры поверхности лопатки в диапазоне частот
0.100 кГц.
4.2. Комплексная модель ГТД (ГТД+ РАБЕС +ИПМ)
Комплексная модель ГТД представляет собой совокупность следующих моделей:
• базовая модель - поэлементная нелинейная термогазодинамическая [1, 14, 15], моделирующая работу ГТД на штатных режимах в диапазоне применения, например, в виде:
X = / (X V и);
У = ф( X V ,и);
гдеX = [п. ...]Т - вектор переменных состояния; V = [М, Н, Nпу, Nотб ..]Т - вектор внешних воздействий; и = [бт,ана,,вТФ,^,...]Г- вектор управления; /, ф - нелинейные операторы; У - вектор выходных координат.
• специальные кусочно-линейные модели:
- запуска двигателя, в том числе модель процесса зажигания;
- запуска форсажной камеры, в том числе модель процесса воспламенения;
- топливной системы основного и форсажного контуров;
- пусковой системы (стартера, системы подачи топлива в камеру сгорания, системы зажигания);
- системы охлаждения лопаток турбины.
Комплексная модель ГТД моделирует три
состояния:
- нормальное («штатное») функционирование;
- отказные ситуации;
- реконфигурацию.
К моделируемым отказным ситуациям в данном случае относятся:
- превышение температур лопаток турбины;
- отказ датчика;
Информационные
модели
самолетных
систем
Система регистрации и передачи информации
-----оптволоконная связь
Рис. 3. Структура информационной части ПМК для отработки ИПМ
- отказ линии связи датчика с ЭБ ИПМ;
- отказ линии связи электронного блока ИПМ с БАБЕС;
- отказ электронного блока ИПМ;
- отказ каналов приема и обработки сигнала ЭБ ИПМ в БАБЕС.
К моделируемым отказным ситуациям в данном случае относятся:
- превышение температур лопаток турбины;
- отказ датчика;
- отказ линии связи датчика с ЭБ ИПМ;
- отказ линии связи электронного блока ИПМ с БАБЕС;
- отказ электронного блока ИПМ;
- отказ каналов приема и обработки сигнала ЭБ ИПМ в БАБЕС.
Перечисленные отказы могут сочетаться друг с другом в различных комбинациях и временной последовательности на статических и динамических режимах работы двигателя.
Комплекс моделей ГТД и его систем как объектов контроля и диагностики. Модели ГТД и его систем как объектов контроля и диагностики в составе ПМК предназначены для формирования условий и значений параметров, обеспечивающих включение и выключение проверяемых алгоритмов контроля и диагностики с целью проверки реакции БАБЕС, то есть выдачи соответствующих сообщений в информационную модель самолетных систем и (или) в модели реконфигурации. При наличии ИПМ дополняются моделями расчета теплонапряженного состояния лопаток турбины, расчета остаточного ресурса ГТД. В частности, это модели и алгоритмы:
• непрерывного контроля в полете параметров и сигналов;
• контроля предельно-допустимых значений параметров по фиксированным и изменяемым, в зависимости от режимов работы двигателя, границам;
• идентификации режимов работы двигателя для учета выработки ресурса двигателя;
• подготовки данных в обеспечение наземного контроля и прогнозирования технического состояния проточной части двигателя по трендам основных параметров;
• контроля наработки двигателя на режимах ограничения и общей наработки в часах и полетных циклах;
• обработки диагностической информации для обеспечения наземного контроля выработки ресурса деталей двигателя, лимитирующих его ресурс по малоцикловой усталости и длительной прочности;
• контроля процесса запуска, останова двигателя;
• контроля процесса включения, работы и выключения форсажной камеры;
• контроля параметров двигателя на соответствие нормам на взлетных режимах;
• формирования и выдачи в бортовые системы самолета обобщенных сигналов о выявленных неисправностях по двигателю и его системам;
• другие.
Состав комплексной модели ГТД и его систем приведен в таблице. Концепция аппаратного, алгоритмического и программного обеспечения автоматизированного комплекса информационного и полунатурного моделирования систем БАБЕС на всех этапах жизненного цикла рассмотрены в [16].
Состав комплексной модели ГТД с ИПМ для реализации в ПМК
ГТД и его системы Модели нормального функционирования Модели формирования отказных ситуаций Модели реконфигурации системы ГТД + БАБЕС
ГТД Базовая или кусочно-линейная ММ формирования отказов ГТД (перечисление отказов см. выше) - восстановления режима работы двигателя; - перехода на безопасный режим; - выключения двигателя
БАБЕС- натурный блок Алгоритмы функционирования БАБЕС при отсутствии отказов ГТ Д и его систем - физическое моделирование обрывов и коротких замыканий сигнальных линий датчиков и исполнительных механизмов; - ММ формирования отказов ГТД и его систем для каналов контроля БАБЕС - переходов на дублирующие и резервные датчики и каналы управления; резервную систему управления; - выключения и восстановления режима работы двигателя
Электронный блок ИПМ - натурный - алгоритмы функционирования ИПМ при отсутствии отказов ГТД и его систем; - модель расчета остаточного ресурса турбины - физическое моделирование обрывов и коротких замыканий сигнальных линий пирометрических; - ММ формирования отказов ИПМ для каналов контроля БАБЕС - переходов на каналы управления по ММ Тл; - переходов на резервную систему управления с ММ по Тг; - выключения и восстановления режима работы двигателя
Топливные системы основной и форсажной камер сгорания. Нелинейные, кусочно-линейные ММ (с основными нелинейностями) - физическое моделирование отказов цепей датчиков и исполнительных механизмов; - ММ формирования отказов агрегатов, приводов, коллекторов, фильтров по контролируемым параметрам; - ММ розжига на земле и в полете - исполнительных частей дублирующего, резервного канала управления, резервной системы управления; - выключения форсажной камеры; - переходов на безфорсажный режим (штатного и аварийного)
Система запуска - ММ подсистемы управления стартером; - ПМ системы зажигания ММ формирования отказов по контролируемым параметрам подсистем управления стартером, систем зажигания, розжига, топливной системы Модели запуска ГТД в ожидаемых условиях эксплуатации
Аппаратная часть ПМК (процессоры, память, преобразователи, коммутационные панели, имитаторы датчиков, исполнительных механизмов, отказов линий связи и др.) собрана из стандартного промышленного компьютерного оборудования, ориентированного на работу в реальном времени. Модели двигателя и его систем в исправном состоянии и модели отказов создаются средствами визуального моделирования типа LabView и У^т.
Данная система обеспечивает отработку алгоритмов контроля и диагностики ГТД совместно с моделями имитации отказов двигателя и его систем, включая ИПМ, а также получение данных для оптимизации технических и алгоритмических решений контроля, диагностики и реконфигурации БАБЕС.
4.3. Полунатурное моделирование отказов ГТД и его систем
Задачей системы полунатурного моделирования отказов ГТД и его систем в составе КПМ является моделирование как одиночных, так и «следственных» отказов, то есть автоматического включения отказов двигателя, его систем, датчиков и исполнительных механизмов в заданной последовательности.
Динамика ГТД и его систем в случае имитации /-го отказа моделируется с помощью дифференциального уравнения:
х = (А + А А) х(г) + (В + АВ)и (г).
Выходной сигнал определяется в следующем виде:
г
х(*) = 1 [(А + А/А) х(г) + (В + А/В)и(г)\1г.
0
Иными словами, отказы двигателя и его систем моделируются путем изменения коэффициентов динамических моделей. Для внезапных отказов это скачкообразное изменение коэффициента А на величины ДА, В на ДВ. Величина этих скачков определяется заранее по модели двигателя и его систем для каждого отказа. Таким же образом можно выявить и все другие несоответствия в алгоритмах и отработать их на ПМК.
ВЫВОДЫ
1. Для реализации стратегии эксплуатации по состоянию и обеспечения системной безопасности авиационных ГТД крайне необходимой составляющей является обеспечение достоверного мониторинга и контроля остаточного ресурса ГТД турбинных лопаток как наиболее критичных, дорогих и определяющих ресурс ГТД компонентов. Средством для реализации мониторинга турбинных лопаток и контроля остаточного ресурса ГТД является унифицированный интеллектуальный пирометрический модуль, интегрированный с БАБЕС по информационным каналам, сочетающий прямое измерение температуры лопаток пирометрическим каналом с данными расчета встроенной (бортовой) математической моделью для определения остаточного ресурса и допустимого числа циклов, приведенного к наиболее напряженному режиму.
2. Информационная технология отработки интеллектуального пирометрического модуля (ИПМ), интегрированного с системой управления, контроля и диагностики (БАБЕС), должна строиться на основе комплекса моделей нормального функционирования, формирования отказов и реконфигурации, что позволяет учесть в алгоритмах интеллектуальной части ИПМ влияние отказов систем и подсистем ГТД и получить наибольший положительный эффект в обеспечения системной безопасности ГТД.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Методология полунатурного комплексного функционального моделирования ГТД и его систем / Г. Г. Куликов [и др.] // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: междунар. науч.-техн. конф. 2009. Ч. 2. С. 194-195.
2. Трушин В. А., Трушин О. В. Термонапряженное состояние термобарьерного покрытия перфорированной лопатки турбины на переходных режимах работы ГТД // Техника воздушного флота. Т. LXXIX. 2006. № 6(677). С.51-57.
3. Губайдуллин И. Т. Потенциал и реальные возможности оптико-электронной пирометрической системы для решения задач контроля и диагностики теплонапряженного состояния рабочих лопаток турбины авиационных ГТД // Вестник двигателестроения. 2009. № 3. С. 189—194.
4. Унификация технических требований к стыковке объектива оптического пирометрического преобразователя с посадочным гнездом турбины ГТД / Т. П. Андреева [и др.] // Авиационнокосмическая техника и технология. 2009. № 7(64). С. 203-207.
5. Опыт разработки, результаты эксплуатации и проблемы совершенствования бортовых оптических пирометрических преобразователей для контроля температуры рабочих лопаток турбины авиационных ГТД / И. Т. Губайдуллин [и др.] // Датчики и системы: тр. МНТК, Пенза, НИИФИ, 2003.
6. ОСТ 1 04043-2008. Преобразователи бортовые пирометрические оптические для бесконтактного измерения температуры поверхности лопаток турбин авиационных газотурбинных двигателей. Общие технические требования. Основные параметры и размеры. М.: Изд-во стандартов, 2009. 13 с.
7. Каванаг Ж. Р., Кросс К. Р.. Ньюман Р. Л. Многослойные термобарьерные покрытия для охлаждаемых турбин // Новое в зарубежном авиадви-гателестроении. 1973. № 7. С 25-31 (на англ. яз.).
8. Эмери К. Оценка применимости метода конечных элементов при расчетах температур. Теплопередача // Тр. Амер. общ-ва инж.-мех. 1971. № 2. С. 6-16.
9. Расчетное и экспериментальное исследование температурного состояния рабочей лопатки турбины / К. М. Искаков [и др.] // Известия вузов. Авиационная техника. 1976. № 1. С. 141-146.
10. Crank J., Nicolson P. Practical method for numerical evaluation of solutions of partial differential equation of heat-conduction type // Proc. Cambridge Philos. Soc. 1947. Vol. 43. P. 50-67.
11. Трушин В. А., Трушин О. В. Термобарьерное покрытие турбинной лопатки на переходных режимах работы ГТД // Известия вузов. Авиационная техника. 2006. № 4. С. 50-52.
12. Термопрочность деталей машин / Под ред. И. А. Биргера и Б. Ф. Шорра. М.: Машиностроение. 1975. 455 с.
13. Термическая усталость материалов в условиях неоднородного термонапряженного состояния / Г. Н. Третьяченко [и др.]. Киев: Наукова думка, 1985. 280 с.
14. Куликов Г. Г., Черкасов Б. А. Математические модели, используемые в САПР двигателя и систем управления // Автоматика и регулирование реактивных двигателей. 1988. С. 323-343.
15. Dynamic Modeling Of Gas Turbines / G. Kulikov [et al]. New York: Springer-Verlag, 2004. 309 p.
16. Комплекс информационного и полунатурно-го моделирования для исследования систем автоматического управления и контроля многодвигательных силовых установок при их эксплуатации по состоянию /В. С. Фатиков [и др.] // Авиационнокосмическая техника и технология. 2005. № 2. С. 155-160.
Г*
*
ОБ АВТОРАХ
Распопов Евгений Викторович, ген. дир.-гл. конструктор ФГУП УНПП «Молния», доц. Канд. техн. наук по системам управления. Иссл. в обл. АСУ, системи. моделир., упр-я проектами.
ЛІ. к
Трушин Владимир Алексеевич, проф. каф. авиац. теплотехники и теплоэнергетики. Д-р техн. наук. Иссл. в обл. моделирования и расчета турбин.
Фатиков Виктор Сергеевич,
вед. науч. сотр. каф. АСУ. Дипл. инж.-мех. по судовым машинам и механизмам (ЛИВТ), двигателям ЛА (УАИ, 1971). Канд. техн. наук по двигателям ЛА (УАИ, 1983). Иссл. в обл. автоматич. управления силовыми установками ЛА.
Куликов Геннадий Григорьевич, зав. каф. автоматизир. систем управления. Дипл. инж. по автоматизации машиностроения (УАИ, 1971). Д-р техн. наук по системн. анализу, автоматич. упр-ю и тепл. двигателям (УАИ, 1989). Иссл. в обл. АСУ, сис-темн. моделир., упр-я проектами.
Андреева Татьяна Петровна,
нач. сектора ФГУП УНПП «Молния». Дипл. инж-физик по электронике твердого тела. Канд. техн. наук. Иссл. в обл. оптико-электронных систем измерения и управления.
Губайдуллин Ирек Тимерья-нович, вед. инж.-конструктор, ФГУП УНПП «Молния». Дипл. инж.-электромех. (УАИ, 1973). Иссл. в обл. оптико-электронных систем измерения и управления.
