Параметров двигателей

В целях упрощения расчетов часть принимают, что зависимость МЛ=МЛ(со) на рабочем (правом) участке характеристики асинхронного двигателя линейна (кривую характеристики заменяют прямой линией, как указано на рис. 224, г). Последнюю легко построить по приводимым в каталоге значениям основных параметров двигателя.

отказом двигателя. Чтобы этого не случилось, необходим контроль основных термогазодинамических параметров двигателя с высочайшей степенью точности и надежности. Обработку данных контролируемых параметров и принятие диагностических решений следует осуществлять в реальном масштабе времени — в те интервалы, когда значительных изменений параметров не происходит.

Большинство параметров двигателя и диагностических сигналов регистрирует бортовой магнитный самописец. Используется он и для фиксации работы других систем самолета. На земле зарегистрированная магнитной лентой информация будет обработана приборами с гораздо большими вычислительными возможностями. Правильный «диагноз» помогут установить наземные средства неразрушающего контроля. Эндоскопы осмотрят внутренние полости, труднодоступные узлы. Эти оптические приборы имеют высокую • разрешающую способность. Эффективность осмотра повышает последующий анализ видеозаписи на встроенном дисплее.

Величина динамического фактора автомобиля зависит от параметров двигателя и трансмиссии, веса автомобиля и обтекаемости его кузова. Максимальная величина динамического фактора на прямой передаче ?*шах для легко-

Предварительный выбор тяговых параметров двигателя производится различно для электровозов и электроподвиж-

Важнейший этап — разработка, т.е. проектирование конструкции машины. На рис. 1 представлена схема, поясняющая методологию оптимального конструирования. Главным вопросом является оптимизация основных газодинамических параметров. Поиск оптимума в этой области направлен на обеспечение заданных выходных параметров двигателя, в том числе и показателей надежности. Важным моментом в этом процессе является соединение и взаимодействие теоретических исследований и экспериментов.

При холостом ходе, если пренебречь потерями, 8 = 0. При номинальной нагрузке угол S «а 30° (в зависимости от параметров двигателя). Максимальный момент двигателя соответствует значению

Обычно при анализе динамики систем программного управления рассматривают «идеальные» шаговые двигатели, у которых значения параметров совпадают с расчетными [3, 4, 7]. Динамическая модель реального шагового двигателя значительно сложнее и должна содержать не только расчетные значения параметров двигателя, но и их погрешности. Система уравнений, описывающая поведение шагового привода при одновременном учете всех погрешностей изготовления, сложная, и ее решение вряд ли может быть оправдано вследствие того, что в реальной конструкции всегда можно выделить относительно небольшое число погрешностей, оказывающих доминирующее влияние на показатели точности работы. Поэтому ниже использован приближенный метод анализа влияния погрешностей на динамику системы, основанный на одновременном учете одного или нескольких параметров, преобладающее влияние которых очевидно из рассмотрения конструкции механизма и условий его работы [2]. Этот метод позволяет получить достаточно точные результаты в качественном и количественном отношениях тогда, когда предварительный анализ механизма позволяет с определенной достоверностью указать ошибки, оказывающие максимальное влияние на динамику системы.

Ниже рассмотрены основные погрешности изготовления шагового привода и проанализировано их влияние на динамику установившихся режимов движения привода. Отличие фактических значений параметров двигателя от расчетных в теории точности [6, 10] принято называть первичными ошибками.

Во втором случае работоспособность и соответствие параметров агрегатов, механизмов и систем (или отдельных их участков) после демонтажа с двигателя проверяется на специально предназначенных для этой цели стационарных или переносных стендах (установках). Так, например, производится проверка работоспособности и параметров (давления топлива и его расхода через форсунку, качества распыла топлива форсункой, искрообразовапия на свечах) пусковых воспламенителей основной и форсажной камер сгорания, датчиков системы автоматики и датчиков приборов контроля рабочих параметров двигателя, установленных в кабине экипажа летательного аппарата.

Проверка работоспособности и параметров двигателя при опробовании осуществляется.

Занятие 2. Номенклатура диагностических параметров двигателей. Технология проведения диагностики, место контроля токсичности в комплексной диагностике. Диагностическое оборудование и приборы, применяемые на

Одновременно с разработкой крупноразмерных двигателей для тяжелой авиации в Советском Союзе были проведены обширные исследования зависимостей между размерами двигателей, их газодинамическими и термодинамическими параметрами и величинами их удельного веса. На основе этих исследований в 50-х годах была разработана группа высокоэффективных двигателей с силой тяги 2000—4000 кг, имевших тогда наименьший в мировой практике удельный вес (0,22—0,19 кг на 1 кг тягового усилия) и малые внешние диаметры. При разработке двигателей этого класса еще в начале 50-х годов Ю. Н. Васильевым в ЦАГИ и С. И. Гинзбургом и К. А. Ушаковым в ЦИАМ была в основном решена проблема конструирования сверхзвуковых ступеней осевых компрессоров; тогда же введением форсажных камер с регулируемым выходным сечением реактивного сопла было достигнуто значительное повышение параметров двигателей по расходу воздуха и степени сжатия. Первым двигателем этого класса был двигатель АМ-5 с силой тяги 2000 кг и весом 445 кг, построенный в 1952 г.

Ранее уже отмечалось, что в современных машинах используется как программное управление, так и управление с обратными связями. Программное управление осуществляется заданаием законов изменения входных параметров двигателей (вектор u0(f) на рис. 1); оно служит для получения программных движений исполнительных механизмов, требуемых для выполнения рабочих процессов. От характера программных движений зависит сложность программного управления и соответственно сложность устройств, формирующих это управление.

В связи с созданием широкофюзеляжных самолетов с большой пасса-жировместимостью еще более возрастает значение надежности авиационной техники, и в частности двигателей. Повышение уровня параметров двигателей для достижения высокой экономичности связано с интенсификацией всех рабочих процессов. Применение высоких степеней сжатия и температуры газа перед турбиной существенно усложняет обеспечение высокой надежности, выдвигая этот показатель в качестве первостепенного.

Опыт применения методов расчета ротационных пневмодвигате-лей [1, 2, 3] показал, что не во всех случаях расчетные и опытные данные по выбору параметров двигателей удовлетворительно совпадают. Это объясняется тем, что теоретические основы указанных методов не удовлетворяют современным требованиям и не всегда правильно отражают специфику динамики и термодинамические особенности рабочих процессов пневмодвигателей. Рабочие процессы ротационного пневмодвигателя можно характеризовать следующей системой дифференциальных уравнений [41:

Однако заранее рассчитать приемлемый закон коррекции управления в изменяющихся условиях не представляется возможным. Это связано с тем, что моменты нагрузки на выходных валах двигателей существенно зависят от моментов инерции груза, параметров двигателей и манипулятора, которые могут непредсказуемо изменяться в широком рабочем диапазоне. Поэтому неадаптивный подход к синтезу управления при больших нагрузках на выходных валах шаговых двигателей оказывается неэффективным. Это диктует необходимость введения специальных элементов (алгоритмов) адаптации в систему программного управления, обеспечивающих ее автоматическое .приспособление к зара-

При проведении испытаний первой группы имеют в виду добиться улучшения коэффициента полезного действия и других параметров двигателей и турбин I, а также добиться совершенствования конструкции; получить новые экспериментальные данные для дальнейшего развития теории расчета и конструирования этих машин.

Для полного представления о качествах и возможностях ГТД при их эксплуатации на самолетах служат зависимости тяги (мощности) и основных удельных параметров двигателей от режимов их работы, высоты и скорости полета, называемые основными (эксплуатационными) характеристиками..

Свойства различных ГТД могут быть выявлены при сравнении основных параметров двигателей, работающих в одинаковых условиях полета и на заданных режимах. Сравнение параметров, В частности, удобно проводить для стендовых условий при работе двигателя на максимальном режиме (табл. 5.1).

Изложение начинается с краткого обзора принципов работы ракетного двигателя и более детального рассмотрения характеристических параметров двигателей при неравновесных химических реакциях (гл. 1). В гл. 2 описаны характеристики твердых ракетных топлив (ТРТ), технология их промышленного производства и методы экспериментального исследования; затрагиваются также вопросы взрывоопасное™ ТРТ. В гл. 3, посвященной исследованиям механизма горения, приведены основные уравнения теоретической модели горения в ракетном двигателе на твердом топливе (РДТТ). Эта модель использована в гл. 4 для описания процесса воспламенения твердотопливного заряда. Кроме того, в гл. 4 приведен обзор исследований по воспламенению и гашению зарядов ТРТ. Далее, в гл. 5, рассмотрены проблемы расчета характеристик РДТТ. В эту главу включены разделы, посвященные модели внутренней баллистики двигате-

Изложение начинается с краткого обзора принципов работы ракетного двигателя и более детального рассмотрения характеристических параметров двигателей при неравновесных химических реакциях (гл. 1). В гл. 2 описаны характеристики твердых ракетных топлив (ТРТ), технология их промышленного производства и методы экспериментального исследования; затрагиваются также вопросы взрывоопасное™ ТРТ. В гл. 3, посвященной исследованиям механизма горения, приведены основные уравнения теоретической модели горения в ракетном двигателе на твердом топливе (РДТТ). Эта модель использована в гл. 4 для описания процесса воспламенения твердотопливного заряда. Кроме того, в гл. 4 приведен обзор исследований по воспламенению и гашению зарядов ТРТ. Далее, в гл. 5, рассмотрены проблемы расчета характеристик РДТТ. В эту главу включены разделы, посвященные модели внутренней баллистики двигате-