SCOALA DOCTORALA A FACULTATII DE INGINERIE AEROSPATIALA [305582]

UNIVERSITATEA POLITEHNICA BUCURESTI

SCOALA DOCTORALA A [anonimizat].

RAPORTUL STIINTIFIC NR. 1

Iunie – 2019

Conducator: prof.univ.emerit.dr.ing. VIRGIL STANCIU

Doctorand: [anonimizat]. [anonimizat].

CUPRINS

Tema raportului stiintific nr.1. ………………………………………………………………………………… 4

Introducere si notiuni generale asupra M.T.R. si S.R.A. …………………………………………….. 5

Evolutia M.T.R. si S.R.A., prin prisma agregatelor si elementelor de reglare. ………………. 12

Configuratia S.R.A. prin prisma legilor de reglare ale unor tipuri de M.T.R. cunoscute. … 23

Stadiul actual al S.R.A. pentru turbomotoare de aviatie. …………………………………………….. 34

Stadiul actual al S.R.A. pentru testarea M.T.R. de aviatie in standul de probe. ……………… 42

Concluzii. ……………………………………………………………………………………………………………. 44

Bibliografie. ………………………………………………………………………………………………………… 45

Tema raportului de activitate nr.1.

[anonimizat] o evolutie atat din punct de vedere al turbomotoarelor dar si din punct de vedere al tehnologiilor de realizare a sistemelor de reglare automata.

In prima parte raportul prezinta o [anonimizat].

In partea a doua raportul prezinta o evolutie, prin scheme bloc a [anonimizat] o data prezentand si o evolutie a [anonimizat], [anonimizat], agregatele si regulatoarele de la acea vreme.

In partea a [anonimizat], acestea fiind putin diferite si cu cateva particularitati fata de sistemele care vin montate direct pe turbomotor cand acesta este montat pe aeronava.

In cea de-a patra parte a [anonimizat].

Nu in ultimul rand sunt prezentate concluziile acestui raport cu identificarea posibilitatilor viitoare de a [anonimizat], realizand astfel un sistem de reglare autoadaptiv si in permanenta acordat la noile cerinte impuse de utilizator.

Introducere si notiuni generale asupra M.T.R. si S.R.A.

Este cunoscut faptul ca M.T.R. de aviatie, folosite pentru echiparea aeronavelor moderne, civile sau militare, reprezinta sisteme tehnice complexe, in care au loc o serie de fenomene fizice si chimice care se gasesc in stransa interdependenta si in urma carora energia continuta in combustibilul injectat in camera de ardere a motorului, este transformata, in ultima instanta, in lucru mechanic pentru motoarele turboshaft, utilizate in special pentru elicoptere sau in forta de tractiune, pentru motoarele turboreactoare, utilizate la aeronavele civile sau militare. [1][2][3][4].

Fenomenele fizice si chimice care au loc in turbomotoarele de aviatie in procesul transformarii energiei sunt caracterizate printr-o serie intreaga de marimi.

Un anumit raport cantitativ intre valorile acestor marimi defineste un anumit regim de functionare. Prin urmare, stabilirea unui regim de functionare al turbomotoarelor de aviatie, implica stabilirea unor valori bine definite pentru marimile ce caracterizeaza fenomenele fizice si chimice care au loc in procesul transformarii energiei. [1][2][3][4].

Este evident de asemenea ca mentinerea constanta sau modificarea, in functie de necesitari, a regimului de functionare al turbomotorului de aviatie, implica mentinerea constanta sau modificarea in mod corespunzator a valorilor marimilor care caracterizeaza fenomenele fizice si chimice care au loc in procesul de transformare a energiei. [3].

Functionarea turbomotoarelor de aviatie, folosite pentru echiparea aeronavelor moderne civile sau militare, se realizeaza intr-o gama larga de regimuri de functionare, regimuri de zbor, intr-o gama larga de altitudini si viteze de zbor. [1][2][3][4].

Variatia regimului de zbor atrage dupa sine modificarea conditiilor exterioare in care are loc functionarea turbomotorului, aceste modificari sunt percepute ca perturbatii si ca urmare a acestui fapt, atrag dupa sine si modificarea raporturilor cantitative dintre marimile ce caracterizeaza fenomenele fizice si chimice care au loc in procesul de transformare a energiei si deci, atrage dupa sine modificarea necomandata a regimului de functionare a turbomotorului.

Modificarea necomandata a regimului impus de functionare a turbomotorului de aviatie, in procesul exploatarii, reprezinta un fenoment negativ, pentru a carui excludere trebuie luate masuri imediate, de catre pilot sau de catre sistemul de reglare automata. [1][2][3][4].

Realizarea diferitelor regimuri de zbor din gama celor in care are loc exploatarea aeronavelor moderne, necesita, in general, valori bine definite si distincte pentru tractiunea dezvoltata de M.T.R. cu care acestea sunt echipate. Cum insa un anumit raport cantitativ intre marimile care caracterizeaza fenomenele fizice si chimice care au loc in M.T.R. in procesul transformarii energiei, defineste o anumita valoare pentru tractiunea dezvoltata de catre acesta, rezulta ca, in general, la regimurile de zbor diferite, regimul de functionare al M.T.R. cu care un avion dat este echipat trebuie, de asemenea, sa fie diferit. [1][2][3][4].

Prin urmare, in general, trecerea de la un regim de zbor la altul de functionare, implica modificarea comandata a regimului de functionare al M.T.R. de catre pilot si realizat de catre S.R.A. [3].

Din cele expuse rezulta ca in procesul exploatarii M.T.R.-urilor cu care sunt echipate aeronavele moderne, modificarea regimului impus de functionare a acestora, poate avea loc din doua motive bine determinate si anume, modificarea necomandata conditionata de modificarea conditiilor exterioare ( modificarea regimului de zbor ) si modificarea comandata conditionata de necesitatea realizarii unei noi valori de tractiune sau lucru mecanic. [1][2][3][4].

Stabilirea unui regim impus de functionare, implica stabilirea unor valori bine definite pentru marimile ce caracterizeaza fenomenele care au loc in M.T.R., in procesul transformarii energiei, in timp ce restabilirea regimului impus de functionare implica restabilirea valorilor initiale ale acelorasi marimi care, sub actiunea fortelor perturbatoare, eu fost modificate fata de valorile impuse. [1][2][3][4].

Este cunoscut insa faptul ca, stabilirea sau restabilirea starii unui sistem tehnic ale carui marimi caracteristice au fost modificate fata de valorile impuse, ca urmare a actiunii pilotului prin prescrierea, prin maneta de gaze, a unui nou regim sau a actiunii unor forte perturbatoare, reprezinta operatiunea de reglare.[6]

Rezulta deci ca pentru modificarea comandata a regimului de functionare al M.T.R. la regim de zbor constant ( in conditii exterioare neschimbate ), precum si pentru mentinerea constanta a regimului impus de functionare a acestora dar cu modificarea regimului de zbor ( cu modificarea conditiilor exterioare de functionare ) sunt necesare metode bine definite de modificare cantitativa a marimilor ce caracterizeaza fenomenele care au loc in turbomotoarele de aviatie, in procesul transformarii energiei si deci sunt necesare metode bine definite de reglare. [1][2][3][4].

Datorita complexitatii fenomenelor interne ale turbomotoarelor de aviatie, datorita gamei mari de variatie a conditiilor exterioare de exploatare si a regimurilor stationare la care sunt utilizate, precum si datorita particularitatilor proprietatilor al M.T.R. privite ca obiecte de reglare, controlul si reglarea acestora poate fi realizata, in conditii de maxima siguranta si de maxima eficacitate, numai de sisteme de reglare automata. [1][2][3][4].

Intrucat fiecare regim de functionare al M.T.R. este diferit, prin valori distincte ale marimilor ce caracterizeaza fenomenele fizice si chimice ce au loc in interiorul acestora, rezulta ca realizarea reglarii, implica actionarea asupra fiecareia dintre aceste marimi.[3]

Realizarea reglarii turbomotoarelor de aviatie implica rezolvarea unor probleme extrem de complexe cu grad ridicat de dificultate, intr-un timp foarte scurt, ducand la realizarea unor blocuri automate de reglare, complicate si greu de acordat unele cu altele.[3]

Ca urmare acestui fapt, cat si ca urmare a faptului ca intre valorile parametrilor ce definesc regimul de functionare al M.T.R. exista o interdependenta bine definita, primele regulatoare automate, ce echipau turbomotoarele de aviatie din anii 40’ – 50’, realiza reglarea, prin actionarea asupra unui numar restrans de marimi din categoria celor care definesc regimul de functionare. [3].

Evident, in aceasta situatie, in comparatie cu celelalte marimi care caracterizeaza fenomenele fizice si chimice care au loc in turbomotorul de aviatie, in procesul transformarii energiei, marimile asupra carora se actioneaza pentru realizarea reglarii M.T.R., marimi supuse nemijlocit operatiunilor de reglare si care reprezinta parametrii reglati, trebuie sa indeplineasca o serie de conditii: [1][2][3]

marimile respective trebuie sa defineasca cu o precizie destul de mare, valorile fortei de tractiune dezvoltata de turbomotor si a consumului specific de combustibil, precum si solicitarile dinamice si termice la care sunt supuse organele acestuia;

variatia marimilor considerate, trebuie sa fie insotita cu destula fidelitate de variatia parametrilor mentionati anterior ( forta de tractiune, consum specific, solicitari dinamice si termice );

masurarea marimilor, asupra carora se actioneaza in scopul reglarii, trebuie sa se poata efectua cat mai simplu posibil, fara ca informatia sa fie alterata de eventuale perturbatii mecanice sau electrice, dar cu o precizie si cu o incertitudine cat mai buna.

Din teoria M.T.R. este cunoscut faptul ca turatia rotorului sau rotoarelor, acestora, satisface, intr-o masura mai mare decat celelalte marimi, conditiile pe care trebuie sa le indeplineasca, parametrii reglabili, marimi din categoria celor care definesc regimul de functionare al turbomotorului de aviatie si asupra carora se actioneaza in scopul realizarii reglarii. [1][2][3][4][5].

Astfel, turatia rotorului M.T.R. defineste practic, univoc, regimul de functionare si valorile fortei de tractiune dezvoltata de turbomotor, a consumului specific de combustibil si a solicitarilor dinamice la care sunt supuse toate echipamentele interne, iar in gama regimurilor de functionare, prin modificarea marimilor de reglare si implicit a turatiei de la o valoare maxima la o valoare minima, aceasta scade tot timpul monoton.[3]

Din cele expuse rezulta ca prin mentinerea constanta sau prin modificarea, dupa o lege clara de reglare, a turatiei M.T.R., se poate reliza fie constanta, fie modificarea in concordanta cu legea de reglare adoptata, a valorilor fortei de tractiune dezvoltata de acesta si a consumului sau specific de combustibil sau, altfel spus, se poate realiza fie constanta, fie modificarea in concordanta cu legea de reglare adoptata a regimului de functionare al turbomotorului de aviatie.[3]

Pe de alta parte, turatia reprezinta una din marimile din categoria celor ce definesc regimul de functionare al M.T.R., a carei masurare se poate efectua foarte usor si cu o precizie foarte buna, atat la regimurile stationare cat si la regimurile nestationare sau tranzitorii de functionare ale turbomotorului de aviatie, fapt nu lipsit de importanta pentru realizarea reglarii turatiei rotorului si implicit al regimului de functionare ale acestuia.[1][3]

Ca urmare a celor prezentate mai sus, in contextul automaticii turbomotoarelor de aviatie moderne, turatia rotorului acestora, n, reprezinta unul dintre parametrii supusi operatiunii de reglare fie in mod direct, cazul folosirii sistemelor de reglare automata in componenta carora intra regulatoare de turatie si la baza functionarii lor sta principiul actionarii prin discordanta, fie in mod indirect, cazul folosirii sistemelor de reglare automata in componenta carora intra regulatoare de debit cu corectie in functie de regimul de zbor din conditiile mentinerii constante a turatiei si la baza functionarii lor sta principiul compensatiei.[3]

Evident pentru realizarea reglarii turatiei rotorului este necesara, printre altele, prezenta factorilor regulatori corespunzatori, prezenta marimilor prin modificarea carora se obtine modificarea comandata a turatiei si deci, modificarea comandata a regimului de functionare al M.T.R. De mentionat faptul ca atat principiu de functionare, cat si schema constructiva a M.T.R. moderne, asigura prezenta factorilor regulatori necesari realizarii reglarii turatiei si implicit reglarii regimului de functionare ale acesora. [1][2][3][4].

Astfel, pentru un turbomotor de aviatie cu geometria canalului de lucru invariabila, marimea prin modificarea careia se poate realiza modificarea comandata a turatiei rotorului este reprezentata prin debitul de combustibil care intra in camera de ardere.[2][3].

Dealtfel, debitul de combustibil este singurul factor regulator de care dispune un astfel de turbomotor si prin urmare, in cazul unui astfel de turbomotor, din multitudinea marimilor ce pot fi alese ca parametrii reglabili, independent poate fi reglata numai una singura. [1][2][3][4].

Asa dupa cum s-a mentionat anterior, in cazul acestor turbomotoare, de regula ca parametru reglabil se alege turatia rotorului.

Pentru un M.T.R. cu geometria canalului de lucru variabila si in speta, cu aria sectiunii de iesire din ajutajul de reactie variabila, marimile prin modificarea carora se poate realiza modificarea comandata a regimului de functionare sunt reprezentate prin debitul de combustibil si aria sectiunii de iesire din ajutajul de reactie. Un asemenea turbomotor dispune deci de doi factori regulatori si din multitudinea marimilor ce pot fi alese ca parametrii reglabili, pot fi reglate independent doua dintre ele si in acest caz, de regula, una dintre marimile care se alege ca parametru reglabil este turatia, n, a rotorului turbomotorului de aviatie.[1][2][3][4].

Prin aceasta este evident faptul ca in acest caz pentru reglarea turatiei, ca factor regulator se poate folosi fie debitul de combustibil, fie aria sectiunii de iesire a ajutajului de reactie.[3]

Reglarea turatiei si implicit a regimului de functionare se realizeaza prin blocuri regulatoare de turatie, ele trebuie sa asigure pe deoparte realizarea turatiei rotorului turbomotorului impusa prin pozitia manetei de comanda a acestuia, iar pe de alta parte mentinerea constanta cu modificarea regimului de zbor, a turatiei la valoarea impusa.[3]

In cazul in care pentru turatiei rotorului turbomotorului de aviatie ca factor regulator este folosit debitul de combustibil, regulatorul de turatie poate realiza sarcinile mentionate anterior numai prin actionarea directa asupra debitului disponibil de combustibil.[3]

Este evident ca pentru realizarea si mentinerea constanta cu modificarea regimului de zbor, a turatiei prescrise a rotorului turbomotorului de aviatie, regulatorul trebuie sa actioneze de asa maniera incat, in orice conditii de zbor, debitul de combustibil sa fie egal cu debitul de combustibil necesar realizarii turatiei impuse prin pozitia manetei de comanda.[3]

Aceasta deoarece indiferent de regimul de zbor, numai in acest caz acceleratia rotorului turbomotorului este nula, iar valoric turatia acestuia este egala cu turatia la care este acordat regulatorul, adica cu turatia prescrisa prin pozitia manetei de comanda.[1][2][3].

In functie de particularitatile instalatiei de alimentare cu combustibil a turbomotorului, modificarea debitului disponibil de combustibil in scopul realizarii si mentinerii constante, cu modificarea regimului de zbor, a turatiei impuse prin pozitia manetei de comanda, poate fi efectuata fie prin actionarea asupra organului regulator al pompei de combustibil, care poate fi mecanica prin actionarea saibei mobile a pompei cu pistonase sau printr-o supapa de scurcircuitare in cazul pompelor cu roti dintate sau centrifugale, fie prin actionarea asupra unui element de dozare dispus in instalatia de alimentare cu combustibil intre pompa si injectoarele din camera de ardere.[1][2][3].

Rezulta deci ca in functie de modul in care se asigura modificarea debitului disponibil de combustibil in scopul realizarii si mentinerii acestuia la nivelul debitului necesar realizarii si mentinerii constante, cu modificarea regimului de zbor, a turatiei la valoarea impusa prin maneta de comanda, regulatoarele de turatie pot fi impartite in doua mari categorii si anume: regulatoare de turatie realizate pe principiu actionarii asupra organului regulator al pompei de combustibil si regulatoare de turatie realizate pe principiu actionarii asupra unui element de dozare inclus in instalatia de alimentare cu combustibil, intre pompa de combustibil si injectoarele camerei de ardere.[3]

Datorită faptului că trebuie să controlam cu exactitate mulți factori implicați în operarea turbomotoarelor moderne, companiile aeriene și producătorii au lucrat împreună pentru a dezvolta sisteme electronice de control ale motoarelor (Electronic Engine Control- EEC / FADEC) care prelungesc durata de viață a motorului, economisesc combustibil, îmbunătățesc fiabilitatea, reduce greutatea intregului ansamblu și reduce costurile de întreținere.

Eforturile de cooperare au condus la două tipuri de EEC, unul fiind sistemul de control al motorului de supraveghere, iar celălalt sistemul Full-Auhority Digital Engine Control – FADEC, aparut mai tarziu.

În esență, supervizarea EEC (Electronic Engine Control) include un calculator care primește informații privind diferiți parametri de funcționare ai motorului și reglează un sistem hidromecanic standard pentru a obține cea mai electivă funcționare a motorului. Unitatea hidromacanică răspunde la comenzile EEC și îndeplinește efectiv funcțiile necesare funcționării și protecției motorului.

Sistemul inovativ FADEC (Full-Auhority Digital Engine Control) este un sistem care rezervă toate datele necesare pentru funcționarea motorului și dezvoltă comenzile pentru diferiți actuatori pentru a controla parametrii motorului în limitele necesare pentru o funcționare cât mai eficientă și sigură a motorului.

Ingineria sistemelor de control constă în analiza și proiectarea configurațiilor sistemului de control. Performanța unui sistem de control este de o importanță primordială. De obicei, se consideră necesar să se facă compromisuri între numeroasele specificații conflictuale și exigente și să se ajusteze parametrii sistemului pentru a asigura o performanță adecvată și accelerată atunci când nu este posibilă obținerea tuturor specificațiilor optime dorite. Astfel, proiectarea unui sistem de control se referă la aranjamentul sau planul structurii sistemului și a componentelor parametrilor de selecție adecvați.

Analiza este investigarea proprietăților unui sistem existent. Problema de proiectare este alegerea și aranjarea componentelor sistemului pentru a îndeplini o sarcină specifică.

Există două metode de proiectare:

Proiectare prin analiză.

Proiectare prin sinteză

Proiectare prin analiză este realizată prin modificarea caracteristicilor unei configurații de sistem existente sau standard și prin proiectarea prin sinteză prin definirea formei sistemului direct din specificațiile sale.

Pentru a rezolva o problemă a sistemului de control, trebuie să punem specificațiile sau descrierea configurației sistemului și a componentelor sale într-o formă susceptibilă de analiză sau de proiectare.

Trei reprezentări de bază (modele) de componente și sisteme sunt utilizate extensiv în studiul sistemelor de control:

Modelele matematice, sub formă de ecuații diferențiale, și / sau alte relații matematice;

Diagrame bloc;

Graficele fluxului de semnal.

Modelele matematice sunt necesare atunci când sunt necesare relații cantitative, de exemplu, pentru a reprezenta comportamentul detaliat al ieșirii unui sistem de feedback la o anumită intrare. Dezvoltarea modelelor matematice se bazează, de obicei, pe principiile fizicii sau ale științelor informației, în funcție de zona de aplicare a sistemului de control, iar complexitatea acestor modele variază foarte mult. Modelele de clasă, denumite în mod obișnuit sisteme liniare, au găsit o aplicație foarte largă în știința sistemelor de control. Tehnicile pentru rezolvarea modelelor de sisteme liniare sunt bine stabilite și documentate în literatura de matematică și inginerie aplicată, iar accentul principal al acestei cărți este sistemele de control al feedback-ului liniar, analiza lor și designul acestora. Sunt accentuate sistemele cu durată continuă (continuă, analogică), însă în tot textul sunt dezvoltate și tehnici de discrete timp (discrete, digitale) într-o manieră unificatoare, dar nu exhaustivă.

Evolutia M.T.R. si S.R.A., prin prisma agregatelor si elementelor de reglare.

Totul a început cu dl. ing. Henri Coandă, românul care la mijlocul lui octombrie 1910, a construit si a prezentat, aeroplanul dotat, nu cu elice, ci cu un „propulsor-turbină“, acesta atrăgea privirile tuturor la cel de-al doilea „Salon de Locomoție Aeriană de la Paris”.

Săptămânalul francez „La vie au grand air“ dedica un număr excepțional salonului și descria în detaliu biplanul lui Coandă, care „diferă ca și concepție și construcție de tot ce s-a făcut până acum“.

Fig. 1 – Aeroplanul Coanda 1910, expus la salonul de la Paris [32]

Era, în fapt, primul avion cu reacție din lume, iar publicațiile specializate n-au ratat premiera, chiar dacă, la momentul acela, implicațiile acesteia nu puteau fi decât bănuite. Editorialul semnat de Henri Petit în numărul special al săptămânalului  „La vie au grand air“ inventaria exponatele salonului parizian de aeronautică, dar insista asupra aparatului de zbor construit de inginerul român de numai 24 de ani: „De semnalat biplanul Coandă. Totul este original la acest aparat, fuselajul și aripile sunt acoperite cu placaj din lemn montat pe armătură de oțel, sistemul de guvernare este cruciform, amplasat la capătul unui ampenaj format din două planuri înclinate la 45 de grade față de orizont, propulsorul, mai ales, este constituit dintr-o turbină…“

În patrimoniul  documentar al Muzeului Militar Național „Regele Ferdinand I“ se află o raritate bibliofilă, un exemplar din săptămânalul francez „La vie au grand air“, anul 13, număr excepțional, de sâmbătă 22 octombrie 1910, care este dedicat Salonului de Locomoție Aeriană. Sub titlul „La curiosité du salon“, o pagină întreagă prezintă aparatul „Coandă 1910“, alături de trei fotografii și de afirmația că aeroplanul a atras toate privirile salonului.

Relatări similare găsim în diferite publicații cu specific aeronautic. Astfel, în revista „La Tèchnique Aeronautique“ se afirma: „…Aeroplanul Coandă este unul dintre rarele aparate la care totul este nou, iar modul judicios și rațional prin care inventatorul iese din făgașele drumului bătătorit în această direcție pentru a înfrunta riscurile lucrului inedit este un motiv destul de puternic pentru a ne decide să examinăm cu atenție mijloacele pe care inventatorul le folosește în construcția sa“.

În anul 1912 încă se mai discuta despre această construcție aeronautică ieșită din comun. Publicația „Jahrbuch der Lufthart“ menționa:„Biplanul construit de Coandă a stârnit o mare senzație la Expoziția de la Paris, de la sfârșitul anului 1910… Frapant însă la acest avion era lipsa elicei, care a fost înlocuită printr-o turbină proiectată de Coandă. În această turbină își pusese inventatorul cele mai mari așteptări, ea trebuind să tracteze cu mult mai mult decât cele mai bune elice“.

Avionul „Coandă 1910“ a fost cunoscut și în țară chiar din momentul expunerii sale la Paris. „Adevărul“ publica astfel, la 6 noiembrie 1910, observațiile lui Traian Vuia:„O mențiune aparte se cuvine biplanului d-lui Coandă, inginer aeronaut, mecanic, frigorist, electrician, licențiat în științele mecanice, fizice, metalurgice și constructive din Paris și Liège, cum ne vestește broșurica-reclamă împărțită de d-sa. Aparatul e original, întrucât elicea e suprimată și înlocuită cu o turbină, a cărei tracțiune, spune broșura, e de 220 kg forta pentru 50 CP. Fără îndoială că cea mai mare forță ce s-a obținut vreodată de la o turbină, dacă într-adevăr calculul a fost exact făcut. Forma biplanului e originală. „Lumea se îngrămădește deasă în juru-i“.

Primul zbor al unui aparat cu reacție a avut loc la 16 decembrie 1910, tânărul Coandă își scotea aparatul de zbor pe terenul militar de la Issy-les-Moulineaux, de lângă Paris, pentru un test. Într-o scrisoare trimisă inginerului și istoricului de aviație brașovean Constantin Gheorghiu, în anul 1956, Henri Coandă îi povestea cum s-a înălțat avionul aproape fără să-și dea seama și cum era cât pe-aci să încheie socotelile cu viața:„… am vrut să fac o încercare și atunci nu era nimeni să ne învețe, trebuia să învățăm singuri. Am spus lui Breguet și lui Gabriel Voisant care erau cu mine:«uite, am să încerc pe teren să mă plimb puțin».

Am început. M-am așezat în mijlocul aparatului și atunci flăcările care ieșeau din amândouă părțile la cele două tubulări de reacție erau așa de puternice încât temperatura o simțeam foarte tare. Atunci am decis să acopăr aceste flăcări, atât dedesubt, cât și deasupra cu două plăci de mică și am ieșit pe teren din nou. Atuncea s-a petrecut ceva extraordinar. Flăcările jeturilor, în loc să iasă direct, au început să se abată, să vină contra fuzelajului. Or, fuzelajul era din lemn și eu eram în mijloc și mi-era foarte frică. Atunci m-am ocupat numai să reduc încetul cu încetul flăcările și să le aduc înapoi în partea unde era amianta și nu mi-am dat seama deloc de ce se petrecea în jurul meu. Am ridicat capul, am văzut că nu mai eram fixat de pământ, dar în același timp am văzut zidurile Parisului, că Parisul în vremea aceea avea ziduri de jur împrejur. Vedeam zidurile Parisului venind cu viteză enormă spre mine. Și atunci mi-a fost așa de frică de am tras de volanele de pilotaj și am plecat în sus. Cu toate că aveam o fantă, totuși am pierdut viteză și am alunecat și aparatul a căzut și a ars. Noroc că în acel timp nu aveam centură și nici capotaj, așa că am fost aruncat afară și aparatul a ars. Așa s-a terminat primul zbor al primului aparat cu reacție“.

Fig. 2 – Pagina din numărul special al săptămânalului  „La vie au grand air“ [32]

Abia după efectuarea unor studii aprofundate, care au durat peste două decenii, cele întâmplate cu prilejul acestei încercări au fost materializate în ceea ce a intrat în istoria științei și tehnicii sub numele de „Efectul Coandă“, cu numeroase aplicații în domeniul hidrodinamicii și al aerodinamicii.

În perioada 1920-1940, viteza a crescut de la aproximativ 150 la 350 km/h prin îmbunătățiri evolutive ale aerodinamicii vehiculului și a tehnologiei motoarelor, după cum sa discutat anterior. La sfârșitul celui de-al doilea război mondial, viteza de zbor a avioanelor cu elice a ajuns la aproximativ 400-450 km/h, iar puterea motorului celor mai mari motoare cu piston a fost de aproximativ 5000 CP. Aceasta a reprezentat aproape limita de performanță a sistemului de propulsie al motorului elicoidal. Astăzi, motorul elice / piston supraviețuiește numai în aeronavele mai mici, cu viteză redusă, utilizate în aviația generală.

La sfârșitul anilor 1930, a inceput sa se dezvolte mai mult propulsia cu jet, care a promis viteze de zbor mult mai mari decât cel atins cu motorul cu elice sau cu piston. Aeronava experimentală cu jet de zbor a zburat în vara lui 1939 (He-178), iar la începutul anului 1941 primul prototip jet-on a început testele de zbor (He-280). În 1944, avioanele erau uzual cu jet si au ajuns la o viteză de aproximativ 550 km/h (Me-262). La începutul anilor 1950, avioanele cu jet au depășit viteza sonoră. La mijlocul anilor '50, a apărut primul avion bombardier supersonic (B-58 Hustler), iar ulterior XB-70 a ajuns la aproximativ 3 Mach.

Fig. 3 – Replica avionului He 178 expus la Rostock-Laage Airport [32]

De asemenea, în anii 1950, după mai bine de 15 ani de dezvoltare militară, tehnologia turbinelor cu gaz a ajuns la maturitate si au inceput sa se dezvolte aplicatii foarte diverse, atat pentru aeronavele de pasageri cat si pentru aeronavele militare.

Facand o analiza asupra turbomotoarelor din anii 50’ pana in prezent am realizat o lista cu cele mai cunoscute si cele mai utilizate turbomotoare de aviatie pentru mai multe aplicatii.

Tabel 1 – lista turbomotoarelor cele mai cunoscute si utilizate

RD-45

Fig. 4 – Motor turbojet, echipeaza aeronava MIG-15 [15]

AI-20M

Fig. 5 – Motor turboprop, echipeaza aeronava AN-12 [16]

RD-9B

Fig. 6 – Motor turbojet, echipeaza aeronava MIG-19 [17]

ALLISON T56

Fig. 7 – Motor turboprop, echipeaza aeronava C-130 Hercules [18]

TYNE

Fig. 8 – Motor turboprop, echipeaza aeronava C-160 [19]

AI24-T

Fig. 9 – Motor turboprop, echipeaza aeronava AN-24 [20]

R11-F300

Fig. 10 – Motor turbojet, echipeaza aeronava MIG-21 [21]

TV2-117A

Fig. 11 – Motor turboshaft, echipeaza aeronava MI-8 [22]

SPEY 512-14

Fig. 12 – Motor turbofan, echipeaza aeronavele BAC si RomBAC [23]

OLIMPUS 593

Fig. 13 – Motor turbojet, echipeaza aeronava Concorde [23]

VIPER 632-41

Fig. 14 – Motor turbojet, echipeaza aeronavele IAR 93 si IAR 99 [24]

TURMO III-C4

Fig. 15 – Motor turboshaft, echipeaza aeronava IAR 330 PUMA [24]

TV3-117MT

Fig. 16 – Motor turboshaft, echipeaza aeronava MI-24 [25]

RD-33MK

Fig. 17 – Motor turbojet, echipeaza aeronava MIG-29 [26]

CFM-56-3

Fig. 18 – Motor turbofan, echipeaza urmatoarele aeronave: A320, A330, B 737-300 [27]

PW100 (ST-18M)

Fig. 19 – Motor turboprop, echipeaza aeronava ATR 42 [28]

PW150A (ST-40M)

Fig. 20 – Motor turboprop, echipeaza aeronava AN-132D [28]

TFE731-40-2N

fig

Fig. 21 – Motor Geared turbofan, echipeaza Cessna Citation III, Dessault Falcon 900 [30]

CFM LEAP-X

Fig. 22 – Motor turbofan, echipeaza aeronavele A320 NEO si B 737 MAX [31]

Dupa cum se observa in aceasta prezentare, sistemele si agregatele de pe turbomotoarele prezentate, sunt tot mai restranse si cu mai putine parti mecanice la modelele noi fata de primele modele, locul lor fiind luat de sistemele electromecanice, la gama de mijloc, ajungand sa fie inlocuite complet de sisteme electronice, de tip FADEC, partea mecanica ramandan doar elementul fin de dozare, dar si acesta are in componenta bobine si parti electronice de control.

Configuratia S.R.A. prin prisma legilor de reglare ale unor tipuri de M.T.R. cunoscute.

Fig. 23 Sistemul de alimentare cu combustibil pentru AI-24 [20]

Fig. 24 Schema bloc reprodusa a sistemului de reglare automata AI-20

Fig. 25 Sistemul de alimentare cu combustibil pentru TYNE [19]

Fig. 26 Schema bloc reprodusa a sistemului de reglare automata pentru TYNE

Fig. 27 Sistemul de alimentare cu combustibil pentru Viper [24]

Fig. 28 Schema bloc reprodusa a sistemului de reglare automata pentru VIPER

Fig. 29 Sistemul de alimentare cu combustibil pentru TV2-117 [22]

Fig. 30 Schema bloc reprodusa a sistemului de reglare automata pentru TV2-117

Fig. 31 Schema bloc reprodusa a sistemului de reglare automata pentru R11-F300

Fig. 32 Sistemul de alimentare cu combustibil pentru PW150A [28]

Fig. 33 Schema bloc reprodusa a sistemului de reglare automata pentru PW150A

Stadiul actual al SRA pentru turbomotoare de aviatie.

Evoluția motoarelor cu turbine cu gaz a dus la creșterea cerințelor în ceea ce privește sistemele de control al motorului pentru a spori turația și pentru a îmbunătăți consumul de combustibil. Aceste solicitări au generat o utilizare pe scară largă a sistemelor de control electronic. Generațiile anterioare ale unor astfel de sisteme, care au folosit conceptul de supraveghere, au fost introduse în anii 1970 și pot fi găsite într-un număr mare de aeronave care funcționează astăzi, este vorba despre ECU ( electronic control unit ).

Conceptul de supraveghere nu satisface pe deplin cerințele celor mai moderne motoare, însă acest lucru a condus, în anii '80, la conceptul complet electronic de control digital electronic (FADEC). Un sistem FADEC controlează toate funcțiile necesare motorului și introduce o serie de îmbunătățiri, cum ar fi: (i) posibilitatea de a implementa tehnici sofisticate din teoria controlului modern, tehnici care pot crește atât performanța, cât și fiabilitatea; reducerea greutății datorită utilizării limitate a mecanicii hidraulice și (iii) posibilitatea implementării unui suport integrat pentru întreținere, care reduce costurile de întreținere și îmbunătățește fiabilitatea sistemului. După cum arată aceste exemple, FADEC sprijină eforturile de creștere a performanței și fiabilității și reducerea costurilor totale.

FADEC este acronimul pentru Full Authority Digital Engine Control (incorect interpretat ca Full Authority Digital Electronics Control ). Este format dintr-un sistem numeric numit EEC – Electronic Engine Control sau ECU – Electronic Control Unit ), plus extensii care monitorizeaza toate caracteristicile la un motor de aviație.

Sistemele FADEC se află în prezent în funcțiune într-un număr mare de aeronave, cateva exemple fiind: noile aeronave militare F-18E / F35 și Eurofighter și aeronavele civile Airbus A320, A321, A380, Boeing 737, Boeing 747 și Boeing 777.

În aeronavele echipate cu mai mult de un motor, o singură defecțiune la unul dintre motoare nu duce singură la o situație catastrofică. Aeronava poate funcționa în continuare cu un singur motor, deși cu performanțe degradate. Cu toate acestea, într-o singură aeronavă, consecința unui astfel de eșec este într-adevăr catastrofică. Astfel, introducerea FADEC într-o aeronavă cu un singur motor pune mari constrângeri în fiabilitatea FADEC. Fiabilitatea componentelor unice este de ordinul 10-3 h-1. Această cifră nu este suficient de bună pentru aeronavă și implică faptul că sistemul trebuie să fie făcut tolerant la erori. Nu se poate permite ca fiecare defecțiune a componentei să provoace o defecțiune a sistemului.

Fig. 34 Sistemul FADEC[12]

Funcția principală a FADEC este de a asigura o functionare optima conforma regimului de zbor. FADEC sunt folosite de majoritatea motoarelor de aviatie și au trend ascendent de implementare de la motoarele cu piston pana la turbomotoare si chiar turbopropulsoare ce echipeaza aeronave și elicoptere.

Fig.35 Structura sistemului de control al turbomotoarelor cu FADEC [10]

Scopul unui sistem de control al motorului este de a da acestuia un maxim de performanță la un moment dat. Complexitatea realizarii acestui lucru este direct influențată de complexitatea motorului. Pentru a ne aventura în rădăcinile din spatele FADEC modern, sa revedem istoricul în controlarea unui motor de aviație. Sistemul de baza legătura mecanică între pilot și restul aparatului. Sistemul de alimentare cu combustibil se controleaza prin maneta de gaz. Pilotul controlează alimentarea cu combustibil. El avea astfel control direct al performanțelor motorului prin conexiunea directă la sistemul de alimentare cu combustibil.

Fig. 36 Dublarea comenzilor de control [10]

Dezvoltarea mijloacelor de comandă mecanice ale motorului s-a făcut concomitent cu imbunatatirea sistemelor analogo-electronice în aviație. Un sistem nou aduce îmbunătățiri în ce privește controlul mecanic dar și minusuri precum interferențele electromagnetice. Sistemul este pus la punct în anii 1960 și totodată introdus ca parte a motorului Rolls Royce Olympus-593. Sub indicativul 593 este motorul Rolls Royce care echipează un avion supersonic Concorde.

Succesorul acestui tip de control analog-electronic este evident controlul digital. În anii 1970 NASA și Pratt and Whitney împreună au experimentat primul FADEC pe un avion General Dynamics F-111. Acesta avea motorul nr 1 un MTR Pratt & Whitney TF30 modificat. Experimentarea a condus la dezvoltarea turbojeturilor militare Pratt & Whitney F100 și Pratt & Whitney PW2000 civile, fiind primele MTRuri echipate cu module FADEC. Mai târziu MTR Pratt & Whitney PW4000 a fost primul "Dual FADEC" MTR.

Redundanța este asigurată prin utilizarea a două canale digitale. FADEC deasemenea are acces și la un set de date analogice discrete, venite de la alte sisteme de pe motor ori de pe aeronavă, în scopul functionarii corecte a aeronavei. FADEC-ul permite doar operarea eficientă a motorului permitand producătorului de sisteme de propulsie să programeze limitări pentru sistemul de propulsie propriu. Tot el redacteaza rapoarte pentru mentenanță și verificări. Pentru a se evita depășirea unei temperaturi limită care micsoreaza resursa, FADEC se reprogramează automat fără intervenția pilotului, de exemplu in sensul aprinderii postcombustiei.

Fig. 37 Conectarea manetelor de gaz la modulul ECU [10]

Pentru a fi certificat, un FADEC trebuie să nu prezinte sub nici o formă, mod de acces override. Aceasta înseamnă interconectarea și autorizarea modului de lucru de către ordinator, pe baza performanțelor si a comenzii.

Dacă apare o cădere a FADEC, sistemul de propulsie se blochează. Dacă motorul este controlat electronic și digital dar permite totusi override, atunci sistemul FADEC este doar o unitate ECU. Un ECU este doar o componentă a FADEC care funcționează în buclă până când pilotul intervine prin comenzile de bord, sau matricea intrarilor se modifica.

FADEC lucrează lucrează cu parametrii regimului de zbor printre care densitatea aerului, poziția manetei de gaz, temperatura motorului, presiunea din sistemul alimentare combustibil, unghiul de castig in altitudine, unghi de tonou. Semnalul de intrare este analizat de ECU cu o modulatie de 70Hz. Performanțele precum debitul de combustibil, poziția vectorului director, starea injectoarelor, poziția ajutajului de evacuare, etc ale sistemului de propulsie se calculează avand ca input matricea starilor de intrare. FADEC controlează regimurile de pornire, repornire si regimurile tranzitorii.

Pentru a clarifica în mod mai direct funționarea unui FADEC, urmăriți funcționarea unei aeronave civile de transport, în zbor. Echipajul condus de comandant introduce date referitoare la zbor în FMS (sistemul de management al zborului). Sistemul de management al zborului ia temperatura si altitudinea, directia si viteza vântului, lungimea pistei și altele. Calculează necesarul de putere al regimului de zbor.

Pentru decolare, piloții comandă manșa (care nu are legătura mecanică cu motoarele) la o poziție presetata ori aleg varianta de comandă automată a motoarelor. Sistemul FADEC calculeaza necesarul de putere pentru decolare si îl foloseste. Această procedură este la fel și în regimul de ridicare de la sol, croazieră și toate celelalte.

Fig. 38 Conditionarile sistemului FADEC [10]

Unitățile FADEC calculează optimul de putere și dau comenzile necesare la sisteme. În timpul zborului se fac periodic ajustări ale performanței motorului pentru a se menține un nivel optim al eficienței. Puterea maximă este necesară în situție de urgență când manșa se aduce la capătul cursei, cu luare-aminte că limitarea de sistem nu poate fi depășită. Piloții nu au posibilitate de a face override manual.

Avantaje:

economie de combustibil;

protecția motorului împotriva operațiunilor netolerate;

siguranță sporită datorată canalelor multiple de date ale modulului FADEC în caz de eroare sistem;

montare direct pe motor cu certificare;

certificarea performanțelor motorului;

posibilitate de legare motoare de același tip pentru performanțe superioare;

pornire semiautomată a motoarelor;

comunicare mai bună cu restul sistemelor de pe aeronavă și motor;

numărul parametrilor interni și externi folosiți pentru control crește cu un ordin de mărime;

echipajul monitorizează astfel un număr mai redus de parametri;

datorită parametrilor monitorizați FADEC este "fault tolerant system" friendly. In urma unor nefuncționalități din sistem el poate aduce în parametrii in limitele de toleranță acceptate;

are implementate rutine de avarie pentru răspunsuri de urgență (ex: în caz de vrie motoarele măresc turația). Astfel sistemul functioneaza în limite de siguranță.

Fig. 39 Prezentarea amplasarii sistemului FADEC pe turbofanul CFM LEAP-X [31]

Fig. 40 Sistemul de dozare si alimentare cu combustibil pentru CFM-56 [10]

Fig. 41 Sistemul de reglare automata cu FADEC si instrumentare pentru CFM-56 [10]

Stadiul actual al SRA pentru testarea MTR de aviatie in standul de probe.

Sistemele actuale pentru testarea turbomotoarelor de aviatie, sunt compuse in principal dintr-un Server si unul sau mai multe calculatoare in regim industrial, server care trebuie sa fie destul de puternic pentru a gestiona toate informatiile de la celelalte pc-uri din retea. Este cunoscut faptul ca se pot atingeviteze foarte mari de achizitii de date si atunci sistemul server trebuie sa fie capabil sa raspunda cerintelor.

Pe langa tehnica de calcul, sistemele pentru testarea turbomotoarelor de aviatie in standul de probe trebuie sa aiba un soft sau mai multe pentru gestionarea echipamentelor de masura si control dar si pentru programarea testului pentru fiecare turbomotor dedicat.

Fig. 42 Camera de comanda, unde se gestioneaza toate informatiile in timpul testului [11]

Fig. 43 Schema bloc a semnalelor sistemului de testate [11]

Fig. 43 Schema bloc a echipamentelor sistemului de testare pe zone [11]

Fig. 44 Configuratia in retea a echipamentelor sistemului de testare [11]

Concluzii.

Raportul stiintific nr. 1 realizeaza un studiu, o documentare asupra sistemelor de reglare automata pentru turbomotoarele de aviatie, incepand cu anii 40’ cand a luat amploare fenemoneul turbomotoarelor cu reactie si pana in zilele noastra.

In prima parte prezinta o introducere asupra functionarii turbomotoarelor de aviatie prin prezentarea fenomenului de reglare automata.

In partea a doua, raportul prezinta, o lista de turbomotoare de aviatie fabricate incepand cu anul 1947 cu RD-45 pana la cel mai performant turbomotor actual CFM LEAP-X, punand in evidenta evolutia atat a turbomotoarelor de aviatie cat si a sistemelor si agregatelor cu care acestea sunt echipate.

In partea a treia se prezinta mai detaliat, pe un numar de 7 turbomotoare, sistemul automat de reglare a dozajului de combustibil alaturi de schema bloc pentru a intelege mai bine evolutia pas cu pas si ce modificari a suportat sistemul de reglarea dealungul timpului.

Sistemul FADEC este la ora acutala cel mai evoluat sistem de reglare automata pentru turbomotoarele echipate pe aeronave, pentru testarea pe stand a turbomotoarelor de aviatie se foloseste tot un sistem de reglare inteligent care mai poate fi imbunatatit.

Se observa, prin prezentarea schemelor bloc ale diferitelor turbomotoare de aviatie, din perioade diferite, o crestere a numarului de agregate, o crestere a numarului de echipamente necesare controlului cat mai bun al intrebului turbomotor.

Aceste echipamente au evoluat de la echipamente mecanice la echipamente hidromecanice apoi la echipamente pneumatice, la echipamente electromecanice si in ultimul rand la echipamente electronice.

Echipamentele electronice aducand un numar insemnat de avantaje cum ar fi:

reducerea greutatii intregului turbomotor;

simplitate in actionarea elementelor de dozare;

masurarea mai multor parametrii importanti;

gestionarea mult mai rapida a echipamentelor care primesc comenzi;

luarea deciziilor mult mai rapid decat omul, datorita implementarii programului soft.

Bibliografie.

[1] Stanciu V., Rotaru E. – Teoria sistemelor de propulsie aeriene, Editura BREN, Bucuresti 2003, ISBN 973-648-127-1,

[2] Pimsner V., Motoare aeroreactoare, Vol.I. – Procese si caracteristici, Editura Didactica si Pedagogica, Bucuresti 1984,

[3] Colonel dr. ing. Dumitru Stoenciu – Automatica motoarelor de aviatie, reglarea automata a turatiei rotoarelor motoarelor turboreactoare, Editura Academia Militara, Bucuresti – 1979,

[4] Stanciu V., Carmen Mohnoghitei & Evelina Rotare, Carcteristicile Turbomotoarelor, Editura BREN, Bucuresti – 2004, ISBN: 973-648-230-8

[5] Stanciu V., Iulian G., Lacramioara P., Vademcum de turbomotoare, Editura BREN, Bucuresti – 2004, ISBN 973-648-318-5

[6] Gennady G. Kulikov, Haydn A. Thompson, – Dynamic modelling of gas turbines, Editura Springer, 2004 , ISBN 978-1-84996-914-7

[7] Mihoc D., Iliescu S., Ceaparu D., Borangiu T., Teoria si elementelor sistemelor de reglare automata, Editura Didactica si Pedagogica, Bucuresti -1980

[8] Boyce Meherwan, P., Gas Turbine Engineering Handbook, Fourth Edition 2012, Copyright © 2012 Elsevier Inc., ISBN: 978-0-12-383842-1

[9] Rolls-Royce – The jet engine, Copyright © Rolls-Royce plc 1986, ISBN 0902121 235,

[10] Airbus A319/A320/A321 (CFM56), Maintenance Course T1+T2, Editura Airbus S.A.S., 2006;

[11] https://www.safran-aero-boosters.com/test-cells/world-leader-aero-engine-test-facilities

[12] Training manual, CFM-56-5B, FADEC system maintenance, Published by CFMI, COPYRIGHT 1998 CFM INTERNATIONAL;

[13] https://turbomecanica.ro/despre-noi/istoric/

[14]http://www.leteckemotory.cz/motory/?fbclid=IwAR0JXd7IUkjTsbZi8PPVtdNe7WImSpDK4ZRoJxF7Wvu4Tlohkf4nafJCxE

[15] https://en.wikipedia.org/wiki/Klimov_VK-1

[16] https://en.wikipedia.org/wiki/Ivchenko_AI-20

[17] https://en.wikipedia.org/wiki/Tumansky_RD-9

[18] https://en.wikipedia.org/wiki/Allison_T56

[19] https://en.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_Tyne

[20] https://en.wikipedia.org/wiki/Ivchenko_AI-24

[21] https://en.wikipedia.org/wiki/Tumansky_R-11

[22] https://en.wikipedia.org/wiki/Klimov_TV2-117

[23] https://en.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_Spey

[24] https://en.wikipedia.org/wiki/Armstrong_Siddeley_Viper

[25] https://en.wikipedia.org/wiki/Klimov_TV3-117

[26] https://en.wikipedia.org/wiki/Klimov_RD-33

[27] https://en.wikipedia.org/wiki/CFM_International_CFM56

[28] https://en.wikipedia.org/wiki/Pratt_%26_Whitney_Canada_PW100

[29] https://en.wikipedia.org/wiki/IAE_V2500

[30] https://en.wikipedia.org/wiki/Klimov_TV7-117

[31] https://en.wikipedia.org/wiki/CFM_International_LEAP

[32] The Fathers of the Turbojet Engine, Royal Aeronautical Society TOULOUSE BRANCH