Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 151 UNIVERSITATEA POLITEHNICA BUCURESTI [615829]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 1/51 UNIVERSITATEA POLITEHNICA BUCURESTI
SCOALA DOCTORALA A FACULTAT II DE INGINERIE AEROSPATIALA

Procese tranzitorii si legile de reglare ale
turbomotoarelor de aviatie.

RAPORTUL STIINTIFIC NR. 2
Iunie – 2019

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

Doctorand: [anonimizat]. DEDIU GABRIEL

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 2/51

Procese tranzitorii si legile de reglare ale
turbomotoarelor de aviatie.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 3/51 CUPRINS

1. Tema raportului stiintific nr.2. ……………………………………………………………………………… 4
2. Teoria sistemelor de reglare automata . ……………….. ……………. …………………………… …….. 5
3. Procese tranzitorii si l egile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie. …………………. …… 20
4. Nivelul de performanta si limitarile sistemelor de reglare automata . …………. …………… .. 42
5. Electronica moderna in sistemele de reglare automata actuale . ……………… ……… ……… .. 42
6. Probleme de proiectare ale sistemelor de reglare automata , electronice . …………… ……… 45
7. Concluzii. …………………………………………………………………………. ………………………. …….. 50
8. Bibliografie. …………… ………………………………………………………………………………………… 51

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 4/51 1. Tema raportului stiintific nr.2.
Prezentul raport stiintific prezinta, in prima parte a sa, teoria sistemelor de reglare
automata, prin exemplificare si explicarea unor termeni prin definitii, care sa faca o legatura si
o intelegere mai usoara asupra modului de expunere a schemelor bloc ale sistemelor de reglare
automata si a logici acestora de gestioanare a semnalelor si marimilor.
In partea a doua, raportul prezinta procesele tranzitorii care au loc in turbomotoarele de
aviatie dar si legile de reglare ale acestora , evidentiind prin grafice principalele curbe de
functionare si linii de pompaj.
Raportul stiintific, in partea a treia, prezinta nivelul de perf ormanta atins de sistemele
actuale de reglare automata, limitarile tehnice ale acestora dar si aportul electronii moderne in
sistemele de reglare automata si cum a influentat dezvoltarea lor si cresterea performantei .
In partea a patra, raportul isi propune sa prezinte problemele de proiectare ale sistemelor
de reglare automata , caror elemente va trebui sa li se acorde o atentie deosebita si cum se vor
conecta anumite elemente fara a influenta buna functionare a intregului sistem.
In ultima parte, raportul prezinta cate va tipoligii de celule de testare pentru
turbomotoarele de aviatie , pentru ca, dupa fiecare revizie majora, turbomotoarele de aviatie in
marea majoritate a cazurilor, se vor testa in standul de probe, denumire asemanatoare cu celula
de testare. Prezentand astfel sistemele de reglare automata si de achizitii de date, specifice
celulelor de testare.
Concluziile vor sublinia principalele probleme atinse si va extrage directiile viitoare de
studiu asupra realizarii sistemului de reglare automata propus.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 5/51 2. Teoria sistemelor de reglare automata .
Regulatoarele de turatie, regulatoarele de combustibil impreuna cu regulatoarele de
temperatura, de presiune si limitatoarele de pozitie, limitatoare de temperatura si limitatoare de
presiune, alaturi de blocurile de masurare a abaterilor si de compensare a perturbatiilor,
formeaza asa numitul S.R.A., sistemul de reglare automata al turbomotorului de aviatie. [1][2]
S.R.A. are rolul de a mentine pe toata durata functionarii turbomotorului de aviatie, un
regim acordat cu regimul prescris prin maneta de comand a sau maneta de gaz cu regimul de
zbor si evolutiile aeronavei, astfel incat sistemul sa raspunda promt in orice moment.
În utilizarea modernă, cuvantul – sistem are multe sensuri. Deci, să începem prin
definirea a ceea ce înțelegem atunci când folosim ace st cuvant, mai întâi abstract, apoi puțin
mai specific în legătură cu aspectele practice ale turbomotoarelor de aviație.[1] [2]
Definitia 1.1. :
Un sistem este un aranjament, un set sau o colecție de lucruri legate sau asociate într -un
mod în care să forme ze un ansamblu sau un întreg.
Definitia 1.2. :
Un sistem este un aranjament al componentelor fizice conectate sau legate în așa fel
încât să formeze și / sau să acționeze ca o unitate întreagă.
Controlul cuvântului este preluat în mod unic pentru a însem na reglarea, direcționarea
sau comanda . Combinând definițiile de mai sus, avem :
Definitia 1.3. :
Un sistem de control este un aranjament al compon entelor fizice conectate sau legate în
așa fel încât să comande, să direcționeze sau să se reglementeze pe sine sau pe un alt sistem. În
domeniul ingineriei și al științei, restrângem, de regulă, sensul sistemelor de control care se
aplică sistemelor a căror funcție majoră este aceea de a comanda în mod regulat direct sau de a
reglementa. Definim doi termeni principali: input (intrarea) și output (ieșirea), care ajută la
identificarea, delimitarea sau definirea unui sistem de control. [1][2]
Definitia 1.4. :
Input (intrarea) este stimulul sau comanda aplicată unui sistem de control, de obicei dintr -o
sursă externă de energie, de obicei pentru a produce un răspuns specificat de la sistemul de
control. De regula aceasta comanda se realizeaza, cum am vazut si mai sus, p rin miscarea
manetei de gaz de catre pilot, in acest fel, prin miscarea manetei apare o noua cerinta sistemului
deci o noua stare de input. [1] [2]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 6/51 Definitia 1.5. :
Output (ieșirea) este răspunsul real obținut de la un sistem de control sau poate fi raportat la
raspunsul intregului ansamblu, in cazul nostru turbomotorul de aviatie prin valoarea fortei de
tractiune obtinuta sau a lucrului mecanic obtinut . Aceasta raspuns poate sau nu să fie egal cu
răspunsul specificat implicit de Input ( intrare). [1] [2]
Intrările și ieșirile pot avea multe forme diferite. Intrările, de exemplu, pot fi variabile
fizice sau cantități mai abstracte, cum ar fi referința, valoarea de referință sau valorile dorite
pentru ieșirea sistemului de control. [1] [2]
Scopul controlului sistemului de control identifică sau definesc în mod nejustificat sau
definit ieșirea și intrarea. În cazul în care sunt date rezultatele și datele de intrare, este posibil
să se identifice, să se delimiteze sau să se definească natura c omponentelor sistemului.
Sistemele de control pot avea mai multe intrări sau ieșiri. Adesea toate intrările și ieșirile
sunt bine definite de componentele sistemului. [1] [2]
De asemenea, termenul de intrare și ieșire poate fi folosit în descrierea oricăru i tip de
sistem, indiferent dacă este sau nu un sistem de control, iar un sistem de control poate face parte
dintr -un sistem mai mare, caz în care se numește un subsistem sau un control sistem, iar intrările
și ieșirile sale pot fi atunci variabile interne ale unui sistem mare. [1] [2]
Sistemul de control se clasifică în două categorii generale: sistemul cu buclă deschisă și
sistemul cu buclă închisă . Distincția este determinată de acțiunea de control, de acea cantitate
responsabilă pentru activarea sistemu lui pentru a produce ieșirea. [1] [2]
Acțiunea de control este clasică în literatura sistemului de control, dar acțiunea
cuvântului este expresia care nu implică întotdeauna direct schimbarea, mișcarea sau
activitatea. De exemplu, acțiunea de control într -un sistem conceput pentru a avea un obiect de
căldură o țintă este de obicei distanța dintre obiect și țintă. Distanța, ca atare, nu este o acțiune,
ci acțiunea (mișcarea) este implicită aici, deoarece scopul unui astfel de sistem de control este
de a redu ce această distanță la zero. [1] [2]
Definitia 1.6. :
Un sistem de control cu buclă deschisă este unul în care acțiunea de control este
independentă de ieșire.
Definitia 1.7. :
Un sistem de control cu buclă închisă este unul în care acțiunea de control este într -o
anumită măsură dependentă de ieșire. (Fig. 1).

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 7/51
Fig. 1 Sistem de control al feedback -ului cu buclă deschisă / buclă închisă [2]
Două caracteristici remarcabile ale sistemului de control cu buclă deschisă sunt:
– Capacitatea lor de a efec tua cu acuratețe este determinată de calibrarea lor. Pentru a
calibra înseamnă a stabili sau a restabili relația intrare – ieșire pentru a obține o
precizie dorită a sistemului.
– Nu au deobicei probleme de instabilitate . Acest concept urmează să fie discutat
ulterior în detaliu.
Sistemul de control cu buclă închisă sau sistemele de control al feedback -ului, denumite
în mod obișnuit, sunt luate în considerare în detaliu începând cu următoarea secțiune.
Pentru a clasifica un sistem de control ca buclă deschisă sau buclă închisă, trebuie să
distingem clar componentele sistemului de componentele care interacționează, dar care nu fac
parte din sistem. [1] [2]
Feedback -ul este caracteristica sistemului de control cu buclă închisă care se
diferențiază de sis temul de buclă deschisă.
Definitia 1.8. :
Feedbackul este proprietatea unui sistem cu buclă închisă care permite ca ieșirea (sau o
altă variabilă controlată) să fie comparată cu intrarea în sistem (sau o intrare către o altă

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 8/51 componentă sau subsistem intern) astfel încât acțiunea de control adecvat ă să se formează ca o
funcție a ieșirii și a intrării. [1] [2]
În general, se spune că există în sistem un feedback, când există o secvență închisă a
relației cauză -efect între variabilele sistemului.
Prezenta feedback -ului confera de obicei urmatoarele pr oprietati unui sistem:
– Precizie crescută. De exemplu, capacitatea de a reproduce cu fidelitate intrarea.
– Tendința spre oscilație sau instabilitate.
– Sensibilitate redusă a raportului dintre ieșire și intrare la variațiile parametrilor
sistemului și alte car acteristici.
– Efectele reduse ale nonlinearităților.
– Efecte reduse ale perturbațiilor externe sau ale zgomotului.
Semnalele dintr -un sistem de control, de exemplu, formele de undă de intrare și de ieșire,
sunt de obicei funcții ale unei anumite variabile in dependente, de obicei, timp, denumită t.
Definitia 1.9. :
Un semnal dependent de o continuitate de valori ale variabilei independente t este numit
un semnal de timp continuu sau, mai general, un semnal continuu de date sau (mai puțin
frecvent) un semnal an alogic.
Definitia 1.10. :
Un semnal definit , sau de interes numai la anumite momente discrete (distincte) ale
variabilei independente t (de care depinde) se numește date discrete, date discrete, date
eșantionate sau semnal digital.
Sistemele de control pot fi clasificate în funcție de tipurile de semnale pe care le
procesează: timp continuu (analogic), discret (digital) sau o combinație a celor două (hibride).
Definitia 1.11. :
Sistemul de control continuu, denumit și sistem continuu de control al datelor sau
sisteme de control analogic, conține sau procesează numai semnale și componente de timp
continuu (analogic).
Definitia 1.12. :
Sistemul de control discret, denumit și sistem de control al datelor discrete – control date
sau eșantionat, are s emnale distincte sau componente la unul sau mai multe puncte ale
sistemului. (Fig. 2)

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 9/51
Fig. 2. Schema bloc a unui sistem de control al calculatorului care include convertoarele de
semnal. [2]
Observăm că sistemele de control discrete de timp pot avea semnale de timp continuu,
precum și de timp discret; adică, ele pot fi hibride. Factorul distinctiv este acela că un timp
discret al sistemului de control digital trebuie să cuprindă cel puțin un s emnal de date discret.
De asemenea, sistemul de control digital particularitatea tipului de date eșantionat, au
adesea moduri de operare atât în buclă deschisă, cât și în buclă închisă.

2.1 Fundament ele diagramelor bloc din componenta S.R.A.:
O diagramă bloc este o reprezentare succintă și ilustrată a relației cauză -efect între
intrarea și ieșirea unui sistem fizic. Acesta oferă o metodă convenabilă și utilă pentru
caracterizarea relației funcționale între diferitele com ponente ale unui sistem de control.
Componentele sistemului sunt numite în mod alternativ elemente ale sistemului. Cea mai
simplă formă a diagramei bloc este blocul unic, cu o intrare și o ieș ire, așa cum se arată în Fig. 3.

Fig. 3 Schema bloc simpla cu un singur bloc de comanda . [2]
Interiorul dreptunghiului reprezentând blocul conține, de obicei, o descriere a denumirii
elementului sau a simbolului pentru operația matematică care trebuie efectuată pentru a genera
ieșirea. Săgețile r eprezintă direcția de informare sau fluxul de semnal.
Funcționarea adăugării și scăderii are o reprezentare specială. Blocul devine un cerc
mic, numit punct de însumare, cu semnul plus sau minus asociat cu săgețile care intră în cerc.
Ieșirea este paralizi a algebrică a intrărilor. Orice număr de intrări poate intra într -un punct de
însumare, așa cum se arată în Fig. 4.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 10/51
Fig. 4 Intrari multiple intrun punct sumator de semnale [2]

2.2 Diagrame de blocare a sistemelor de control continuu de feedback
Blocurile care reprezintă diferitele componente ale unui sistem de control sunt conectate
într-un mod care caracterizează relațiile lor funcționale în cadrul sistemului. Configurația de
bază a unui sistem simplu de control cu buclă închisă (feedback) cu o singură intrare și o singură
ieșire (SIS O abreviată) este ilustrată în F ig. 5 pentru un sistem cu numai semnale continue. [2]

Fig. 5 Sistem de reglare cu feedback si cu detector de eroare. [2]
Subliniem faptul că săgețile bucl ă închisă, care leagă un bloc de altul, reprezintă direcția
de curgere a energiei sau a informațiilor de control, ceea ce nu este sursa principală de energie
a sistemului.
2.3 Terminologia diagramei de blocare închis -închis
Este important ca termenii utilizați în diagrama bloc cu circuit închis să fie clar înțeleși.
Literele mici sunt folosite pentru a reprezenta variabilele de intrare și ieșire ale fiecărui
element, precum și simbolurile pentru blocurile g1, g2 și h. Ace ste cantități reprezintă funcția
de timp, dacă nu se specifică altfel.
În capitolul următor, folosim majuscule pentru a desemna cantitățile transformate
Laplace sau transformate în z, ca funcție a variabilei complexe s sau respectiv z, sau a
cantităților transformate Fourier (funcții de frecvență), ca funcții ale variabilei imaginare pure

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 11/51 jw. Funcțiile lui s sau z sunt adesea abreviate la litera de capital care apare singură. Funcțiile de
frecvență nu sunt abreviate niciodată.
Literele r, X o e, etc., au fost alese pentru a păstra natura g enerică a diagramei bloc.
Această convenție este acum clasică.
Definitia 1.13 . :
Motorul (sau proc esul sau sistemul controlat) g 2 este sistemul, subsistemul,
procesul sau obiectul controlat de sistemul de control al feedback -ului.
Definitia 1.14 . :
Ieșirea controlată c este variabila de ieșire a motorului, sub controlul sistemului
de control al feedback -ului.
Definitia 1.15 . :
Calea de transmitere este calea de transmisie de la punctul de însumare la ieșirea
controlată c.
Definitia 1.16 . :
Elementele de alimentare (de control) g 1 sunt componentele căii directe care
generează semnalul de control u sau m aplicat motorului. Notă : Elementele de
alimentare (Feedforward) includ în mod obișnuit controlor(e), compensator (e)
(sau elemente de egalizare) și / sau amplificatoare.
Definitia 1.17 . :
Semnalul de comandă u (sau variabila de manipulare m) este semnalul de
ieșire al elementelor de alimentare feed forward g 1 aplicat ca intrare la motorul
g2.
Definitia 1.18 . :
Calea de feedback este calea de transmisie de la ieșirea controlată c înapoi la
punctul de însumare.
Definitia 1.19 . :
Elementele de feedback h stabilesc relația funcțională dintre ieșirea controlată c
și semnalul primar de reacție r. Notă : Elementele de f eedback includ în mod
obișnuit senzori ai ieșirii controlate c, compensatoare și / sau elemente de
comandă.
Definitia 1.20 . :
Intrarea de referință X 0 este un semnal extern aplicat sistemului de control al
feedback -ului, de obicei la primul punct de însuma re, pentru a comanda o

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 12/51 acțiune specificată motorului. Acesta reprezintă în mod obisnuit
comportamentul ideal (sau dorit) de ieșire a motorului.
Definitia 1.21 . :
Semnalul primar de reacție r este o funcție a ieșirii controlate c, însumată
algebric cu intrarea de referință X 0 pentru a obține semnalul de comandă
(eroare) e, adică X 0 ± r = e. Notă : Un sistem cu buclă deschisă nu are semnal
primar de feedback.
Definitia 1.22 . :
Semnalul de acțion are (sau eroare) este semnalul de intrare de referință X 0 plus
sau minus semnalul primar de reacție r. Acțiunea de comandă este generată de
semnalul de acționare (eroare) într -un sistem de control al feedback -ului. Notă :
Într-un sistem cu buclă deschisă, c are nu are feedback, semnalul de acționare
este egal cu X 0.
Definitia 1.23 . :
Răspunsul negativ înseamnă că punctul de însumare este un subtr actor, aceasta
fiind : e = X o-r.
Feedback -ul pozitiv înseamnă că punctul de însumare este un sumator, adică:
e = X 0 + r.
Definitia 1.24 . :
Un traductor este un dispozitiv care convertește o formă de energie într -o altă
sursă. De exemplu, unul dintre traductoarele cele mai comune în aplicațiile de
sisteme de control este potenț iometrul, care se transformă din poziție me canică
într-o tensiune electrică .
Definitia 1.25 . :
Comanda C este un semnal de intrare, de obicei egal cu intrarea de referință X 0.
Dar atunci când forma energetică a comenzii C nu este aceeași cu cea a
feedback -ului primar r, este necesar un traductor între comanda C și intrarea de
referință r așa cum se arată în figura 6 (a):

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 13/51
Fig. 6 a) comanda fara detector de eroare, b) comanda cu detector de eroare. [2]
Definitia 1.26 . :
Atunci cân d elementul de feedback constă d intr-un traductor și este necesar un
traductor la intrare, acea parte a sistemului de control ilustrat în figura 6 (b) se
numește detector de eroare.
Definitia 1.27 . :
Un stimul sau o intrare de test este orice sem nal de intrare introdus extern,
(exogen) care afectează ieșirea controlată c. Notă : Intrarea de referință r este un
exemplu de stimul, dar nu este singurul stimulent.
Definitia 1.28 . :
O perturbare P0 (sau intrarea de zgomot ) este un stimul nedorit sau un semnal
de intrare care afectează valoarea ieșirii controlate c. Acesta poate intra în motor
cu u sau m, așa c um se arată în diagrama bloc a Fi gurii 3 sau primul punct de
însumare sau prin alt punct intermediar.
Definitia 1.2 9. :
Răspunsul temporal al unui sistem , subsistem sau element este ieșirea în
funcție de timp, de obicei după aplicarea unei intrări prescrise în condiții de
funcționare specificate.
Definitia 1.30 . :
Un sistem multivariabil este unul cu mai mult de o intrare (muitiinput, MI-), mai
mult decât o ieșire ( multioutput, -MO) sau ambele ( multiinput – multioutput,
MIMO).

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 14/51 Definitia 1.31 . :
Regulatorul de termen într -un sistem de control al feedback -ului este deseori
asociat cu elementele traiectorii directe, între semnalul de acționare (eroare) și a
variabilei de control u. Dar, de asemenea, de multe ori include punctul de
însumare, elementele de feedback sau ambele, iar unii autori folosesc sinonim
termostatu l și compensatorul. Contextul ar trebui să elimine ambiguitatea.
Următoarele cinci definiții sunt exemple de legi de control sau de algoritmi de control.
Definitia 1.32 . :
Un controler on -off (două poziții, controler binar ) are numai două valori
posibile la ieșirea lui u, în funcție de intrarea e la controler.
Un controler biliar poate avea o ieșire u = +1 la eroare
semnalul este pozitiv, adică e> 0 și u = -1 când e <_0
Definitia 1.33 . :
Un controler proporțional (P) are o ieșire u proporțională cu intrarea lui e,
adică u = K p e, unde K p este o constantă a proporționalității.

Definitia 1.34 . :
Un controler derivat (D) are o ieșire proporțională cu derivatul intrării sale e,
adică u = K p de / dt, unde K D este o constantă de proporționalitate .
Definitia 1.35 . :
Un controler integrat (I) are o proporție de ieșire u față de integrarea
intrării lui e, adică u = K I f e(t) dt , unde K I este o constantă de
proporționalitate.
Definitia 1.36 . :
PD, PI, DI și PID sunt combinații de parametri proporționali
(P), derivați (D) și controlere integrale (I).
Ieșirea unui u controler P D are forma:
uPD = K p e + K D de /dt
Ieșirea unui u controler PI D are forma :
uPID = K p e + K D de /dt +K I f e(t) dt
Sistemul de control al feedback -ului specializat numit servomecanism merită o atenție
specială datorită prevalenței sal e în aplicațiile aeronautice și în literatura sistemelor de control.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 15/51 Definitia 1.37 . :
Un servomecanism este un sistem de control a l feedback -ului a mplificator de
putere în care variabila controlată c este poziția mecanică sau un derivat de timp
al poziției, cum ar fi viteza sau accelerația.
Definitia 1.38 . :
Un regulator sau un sistem de reglare este un sistem de control al feedback –
ului, în care intrarea sau comanda de referință sunt constante pentru perioade
lungi de timp, adesea pentru întreaga perioadă de timp în care sistemul
funcționează. O astfel de intrare este deseori numită punct de ref erință.
Un regulator diferă de un servomecanism prin aceea că funcția primară a unui
regulator este de obicei să mențină o ieșire controlată constantă, în timp ce cea
a unui servomecanism este cel mai adesea să determine ieșirea sistemului si să
urmeze o i ntrare variabilă .

2.4 Secvența în proiectarea sistemului controlului unui turbomotor de aviație
Proiectarea unui sistem de control pentru un motor începe logic cu selectarea
conceptelor de bază de operare (denumite în mod obișnuit moduri de control) pentru fiecare
element de comandă necesar. Ea continuă într -o secvență, aproximativ, după cum urmează:
1. Cerințele motorului și semnalele sau parametrii disponibili sunt evaluați pentru a selecta
modul de control care va oferi cea mai bună funcționa re;
2. Sunt selectate tipurile de regulatoare de control și computer e care urmează să fie
utilizate;
3. Se evaluează probleme speciale ale sistemului, cum ar fi pomparea, măsurarea sau
injecția combustibilului (în arzătoare) și sunt proiecta te componentele cores punzătoare;
4. Sunt evaluate cerințele de stabilitate și cerințele de per formanță de bază ale sistemului;
5. Se stabilește capacitatea componentelor de comandă de a îndeplini cerințele fizice ale
rezis tenței, mediului și vibrațiilor;
6. Sistemul final este evaluat prin analiză sau testare pentru a -și stabili capacitatea de a
efectua așa cum este necesar în condiții de funcționare reale.
Fiecare pas în această secvență de proiectare este strâns legat de cerințele de proiectare și
de performanță ale motorului pe care vor fi utilizate comenzile. [1] [2]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 16/51 2.5 Selectarea unei metode de control
Mărimea problemei de control este o funcție a complexității centralei și, în special,
numărul variabilelor independente de control (cum ar fi fluxul de combustibil) care trebuie să
fie reglementate de sistemul de control. Complexitatea sistemului de control crește mult mai
repede decât numărul de variabile care trebuie controlate, datorită interacțiunii dintre diferitele
funcții. Se va arăta că numărul de moduri de control (sau metode) teoretic posibile crește de la
aproximativ patru, pentru o rachetă simplă până la aproximativ două sute, pentru cel mai simplu
turbojet și poate depăși două sute de milioane pentru motoarele turbine mai complexe. [1] [2]
În selectarea unui a numit mod de control (sau a logicii de control) de la acest număr
mare de combinații ipotetice posibile, designerul trebuie să ia în considerare toată funcția
operațională pe care motorul va trebui să o efectueze. Natura funcțiilor, cum ar fi pornirea,
accelerarea și modularea tr acțiunii, variază foarte mult de tipul de motor. Cu toate acestea, este
posibilă generalizarea acestor relații de control (sau moduri de control ) în trei clase de bază:
– Modurile de control fizic limitate care sunt necesare pentru protejarea motorului de
deteriorări sau defecțiuni care ar putea duce la pierderea puterii.
– Modurile de control al tracțiunii care oferă performanța dorită la toate așteptările
conditiile de operare.
– Modurile de control tranzitoriu care asigură capacitatea necesară de pornire și
schimbare a puterii.
În multe sisteme de propulsie, vor fi necesare controale separate pentru fiecare dintre
aceste funcții. Aplicarea autovehiculului a centralei de tigla v a avea o influență majoră asupra
complexității sistemului de control al motorului. Comenzile motorului pentru o aeronavă cu
echipaj, de exemplu, se vor opri diferit fata de cele ale aceluiași motor când e folosit pentru o
rachetă. În plus, misiunea vehiculului va defini condițiile de mediu ale temperat urii și ale
presiunii în care trebuie să funcționeze comenzile. Într -un vehicul pr opulsat cu rachete, motorul
e de obicei obligat să asigure un control stabil al direcției și un contr ol precis al vitezei finale.

2.6 Selecția unui tip de sistem de control
Designerul de control are multe opțiuni în alegerea componentelor de control -sistem și
a configurației sistemului. În ciuda posibilităților aproape nelimitate de variație, proiectarea
sistemelor de control al motoarelor va cădea în două zone de bază:
1 Siste me de alimentare cu combustibil sau cu propulsor :

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 17/51 Acestea sunt alcătuite din componentele necesare pentru pomparea, măsurarea,
injectarea sau alt control inteligent, rata de intrare a energiei solicitate de motor. [1] [2]
2 Sisteme de acționare :
Acestea constau în componentele necesare pentru a controla poziția variabilelor
motorului, cum ar fi zona duzei jetului sau sângerările variabile. Elementele tipice includ
pompele hidraulice, cilindrii de acționare și sistemele auxiliare aferente.
Fiecare sistem de control trebuie să îndeplinească cerințele de plată în afara fiabilității,
costului și greutății stabilite pentru fiecare instalație specifică. Selectarea componentelor
implică o comprimare între precizia dorită și limitele de greutate.
Trei funcții de bază sunt implicate în fiecare sistem de reglementare. Acestea sunt:
1. Controlul fiecărui parametru de ieșire. Acesta poate fi fluxul de combustibil, zona jetului
de jet sau o anumită funcție, cum ar fi RPM, sau alte variabile dependente.
2. Mă surarea unui parametru de referință, cum ar fi RPM, sau o anumită presiune sau
temperatură în interiorul motorului. Aceasta este o indicație a relației dintre ieșirea dorită și
ieșirea reală a parametrului reglat.
3. Ajustarea (sau planificarea) ieșirii co ntrolate așa cum este dictată de eroarea existentă în
valoarea parametrului măsurat. Această relație are ca rezultat, în general, o eroare în semnalul
final, fie starea de echilibru, fie tranzitorie.
Selectarea relațiilor implicate în aceste funcții necesi tă cunoașterea atât a relațiilor
stabilizate, cât și a celor dinamice ale motorului și ale sistemului de comandă. Măsurarea exactă
a parametrilor de referință, în multe cazuri, este o problemă dificilă. Fluctuațiile de presiune și
modelele distorsionate, d e exemplu, pot duce la imposibilitatea de a obține o citire validă a
presiunii medii. [1] [2]

2.7 Selectarea caracteristicilor de reglementare a controlului
Caracteristicile regulamentului de control vor stab ili răspunsul sistemului control la erorile
de performanță. Aici, designerul, din nou, are o serie de opțiuni în tipul de bază de control pe
care îl poate folosi. Cele considerate în mod normal pentru aplicațiile de aeronave includ:
1. Activat – Dezactivat:
Acesta este, de obicei, destin at să asigure funcționarea on -off a unei variabile independente
în două poziții, cum ar fi o supapă principală de alimentare cu combustibil.
2. Deschis – Buclă programată:

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 18/51 În acest caz, valoarea variabilei independente, cum ar fi zona duzei jetului, se mod ifică în
funcție de o intrare arbitrară, cum ar fi pârghia de putere a pilotului.
3. Closed – Loop Proportional:
Acest sistem de control va schimba valoarea unei variabile independente, cum ar fi fluxul,
în funcție de o variabilă specifică măsurată, cum ar fi RPM.
4. Închis – Integrarea în buclă:
Cu acest tip de control, valoarea unei variabile independente, cum ar fi debitul de
combustibil, este ajustată până când nu există nici o eroare între valoarea finală și cea selectată
a unei valori măsurate, cum ar fi RPM.
5. Proportional —Integral (PI) Feedback Control:
Motivul principal al controlului integral este reducerea sau eliminarea erorilor constante de
stare constantă, dar acest beneficiu este în mod obișnuit la prețul unui răspuns mai puțin
tranzitoriu. Întregul feedback are forma :
01()t
tKu t e dnT=

unde T1 este numit timpul integrat sau de resetare, iar 1 / T 1 este o măsură a vitezei de răspuns
și este denumită rata de resetare. T 1 este timpul pentru ieșirea integratorului să ajungă la 1 * K
cu o intrare de unitate. Acest feedback are virtutea primordială că poate oferi o valoare finita
de semnal de control făr ă intrare de semnal de eroare e. Aceasta se datorează faptului că u este
o funcție a tuturor valorilor anterioare , ca în cazul proporțional. Prin u rmare, erorile din trecut
sunt ,,încarcă" integratorul la aceeași valoare care va rămâne chiar dacă eroarea d evine zero și
rămâne acolo.
6. Controlul feedbackului derivate:
Feedback -ul derivat (denumit de asemenea rata feedback -ului) are forma :
u(t)= K.T D.e

și TD este numit timpul derivat. Acesta este utilizat împreună cu feedback -ul proporțional și /
sau integral pentru a crește amortizarea și, în general, pentru a îmbunătăți stabilitatea unui
sistem. În practică, feedback -ul pur derivat nu este practic de implementat .
7. Proportional -Integral -Derivat (P I D) de control :
Pentru controlul asupra erorilor staționare și tranzitorii putem combina toate cele trei
stagii de control pe care le -am discutat până acum pentru a controla controlul proporțional –
integral -derivat (PID) . Aici semnalul de control este o combinație liniară a erorii, integrala de

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 19/51 timp a erorii, și rata de timp a modificărilor erorii. Toate cele trei constante de câștig sunt
reglabile. Combinația PID este uneori capabilă să ofere un grad acceptabil de reducer e a erorilor
simultan cu stabilitatea și amortizarea acceptabile. În aceleași cazuri, controlul proporțional și
derivat sunt combinate pentru a obține controlul PD.
()Yp
)=K.
1.1( ) . 1 .D
pY p K T pT
= + +

Pentru a proiecta o buclă de control specială, inginerul trebuie doar să ajusteze
constantele K1, T1 și T D pentru a ajunge la o performanță acceptabilă. Acest proce s de ajustare
se numește tuning controlor. [2]
Selectarea caracteristicilor de reglare a controlului pentru o anumită motopropulsor se
bazează pe un compromis între precizia necesară și caracteristicile de stabilitate necesare.
Sistemele de control mai precise măresc probabilitatea de instabilitate a controlului. În plus, la
majoritatea motoarelor de aeronave, sistemele de control funcționează în paralel, iar
interacțiunile rezultate pot induce probleme de stabilitate. Este necesar să se analizeze cerințele
de stabilitate ale unui sistem de control înainte de sele ctarea detaliilor – caracteristicile de
proiectare a sistemului. Analiza problemelor de stabilitate ale unui sistem de control nu este
ușor de realizat prin tehnici manuale și, ca o consecință, computerele sunt utilizate pe scară
largă. O înțelegere a capa cității de bază a computerelor este importantă pentru inginerul de
control. [2]
Pentru a se asigura că sistemul de comandă va funcționa în mod satisfăcător față de
intervalul prevăzut, caracteristica probabilă de funcționare poate fi prevăzută printr -o ana liză
care include efectul tuturor controalelor motorului și al toleranțelor aeronavelor. Un program
de testare cuprinzător este, de obicei, necesar pentru a oferi o confirmare directă a funcționării
prevăzute sau pentru a obține date de bază pentru analiza combinațiilor de toleranță a motorului
și de control care nu pot fi testate practic. [2]
Controlul este un domeniu activ de cercetare și, prin urmare, există un flux constant de noi
concepte, idei și tehnici. În timp, unele dintre aceste elemente se dezvo ltă să moară punctul în
care se alătură listei lucrurilor pe care fiecare inginer de control trebuie să le cunoască. Gama
largă de sisteme de tubomotoare la care se aplică controlul feedback -ului și varietatea tot mai
mare de tehnici disponibile pentru rezolvarea problemelor de control înseamnă că controlul
actual al feedback -ului trebuie să dezvolte multe idei. Controlul feedback -ului este un domeniu
interdiciplinar în care controlul este a plicat sistemelor din toate aria imaginabilă a ingineriei.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 20/51
3. Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie .
3.1 Generalitati:
Un motor turboreactor reprezinta un sistem dinamic a carui miscare este determinata de
un numar mare de factori ce caracterizeaza geometria motorului, gazodinamica sa interioara,
sistemul de reglare al motorului etc. deci, intr -un caz general, motorul turboreactor reprezinta
un sistem dinamic complex cu acumulator i de energie mecanica si termica, cu acumulatori ai
masei fluidului de lucru si cu multe influente perturbatoare. [3][4]
In studiul dinamici unui motor turboreactor este foarte greu sa se tina seama in totalitate
de toti factorii. Exista modele matematice ce incearca sa tina cont de marea majoritate a acestor
factori, insa cea mai mare pondere asupra propietatilor dinamice a unui motor turboreactor o
are rotorul sau, ca acumulator de energie mecanica, ce poseda o inertie determinata. [3][4]
Pentru a putea aprecia performantele turbomotoarelor, atat la regimuri stationare cat si
la regimuri tranzitorii, inca din faza de proiectare, au fost create diferite modele matematice de
simulare a functionarii turbomotoarelor in astfel de regimuri. [3][4]
Tinand cont ca anumite performante, atat in regimuri stationare, cat si in regimuri
tranzitorii, au influente semnificative asupra proiectarii intregului motor, modelele matematice
de simulare permit alegerea solutiei de turbomotor care sa asigure performan te dorite inca din
faza de proiectare, ducand la reducerea timpului de finalizare si omologare a turbomotorului
respectiv. [3][4]
Modelele matematice de simulare a regimurilor stationare si tranzitorii permit sa se
stabileasca programe optime de reglare pe ntru regimurile stationare si tranzitorii ale factorilor
de reglare:
– debitul de combustibil;
– aria ajutajului de reactie;
– unghiul de asezare al paletelor din retelele mobile;
– deschiderea sau inchiderea supapelor antipompaj.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 21/51 3.2 Regimurile turbomotoarelor
3.2.1 Regimurile stationare:
Principalii parametrii ce caracterizeaza turbomotoarele de aviatie, in functionare
la regimuri stationare, sunt tractiunea F, dezvoltata de motor si consumul specific de
combustibil c sp.
Regimurile stationare de functionare se caracterizeaza prin aceea ca parametrii
motorului sunt mentinuti constanti, la valori dorite de operator, prin stabilirea unui
anumit regim dorit. Aceste regimuri se pot clasifica in functie de marimea tractiunii sau
a consumului specific de combustibil. [3][4]
a) Regimul de mers in gol ( ralanti )
Regimul de mers in gol la sol corespunde, in general, tractiunii minime, realizata
de turbomotor, unde n r = n min + 1500 rpm iar timpul de funtionare aproximativ 20 min.
Aceasta tractiune este, in gene ral, de 2 – 8 % din F max. Conditia esentiala la acest regim
este ca turbomotorul sa functioneze stabil.
b) Regimul nominal
Regimul nominal de functionare este regimul pentru care forta de tractiune
reprezinta circa 90% din forta maxima de tractiune a motoru lui, turatia este cea
nominala si egala cu 90% din cea maxima, iar temperatura de ardere este egala cu
temperatura maxima de ardere. Regimul nominal este regimul la care se calculeaza si
se proiecteaza motorul turboreactor. La acest regim motorul poate fun ctiona continuu
circa 15 – 30 min.
c) Regimul maxim continuu
Este regimul de functionare indelungata, determinat de o marime mai mica a
tractiunii,
max co maxF (75 80 %) F = − 
iar
max max (0,8 0,85)conn= −  , numit regim maxim
continuu. Pentru acest regim sunt esentiale atat tractiunea dezvoltata ,
max 90%NFF= si
max 90%Nnn=
,cat si consumul specific de combustibil. La acest regim, motorul poate
functiona un timp nelimitat.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 22/51 d) Regimu l de fortaj maxim
Acest regim se intalneste la motoarele aeroreactoare ce dispun de instalatii de
crestere a tractiunii, cum sunt postcombustia si injectia de apa. Cand se utilizeaza acest
regim, motorul de baza trebuie sa functioneze la regimul sau maxim fara fortaj, sporul
de tractiune fiind obtinut cu ajutorul instalatiei de fortaj. Utilizarea acestor regimuri este
limitata in timp. [3][4]
e) Regimul maxim de functionare
Prin regimul maxim de functionare se intelege regimul tractiunii maxime F max. Acesta
poate fi obtinut, in conditii date, fara solicitari mecanice sau termice care sa duca la
deteriorarea pieselor motorului. De obicei. Regimul maxim este regimul in care motorul
poate functiona in siguranta un timp scurt, circa 3 -5 min.
*
3max T= .[3][4]
f) Regimul economic
La acest regim consumul specific de combustibil trebuie sa fie minim
minspC= ,
max (65 70%)ecFF= − 
.[3][4]
3.2.2 Regimuri tranzitorii:
Regimurile tranzitorii ale turbomotoarelor sunt regimurile la care parametrii motorului
cresc sau descresc in functie de timp si fac trecerea de la un regim stationar la un nou regim
stationar, selectat de operator.

Fig. 7 Zonele unde se masoara principalii parametrii ai unui turbomotor [6]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 23/51 a) Regimul de accelerare ( repriza )
Repriza este caracterizata de capacitatea motorului de a -si mari tractiunea, intr -un
anumit interval de timp, de la un regim stationar, initial, la un nou regim stationar, dorit, dupa
actionarea manetei de comanda a motorului ( τ < 1 sec. ).
Principalul parametru ce caracterizeaza repriza, din punct de vedere cantitativ, este
timpul de repriza si reprezinta timpul intre inceputul deplasarii manetei de comanda si pana in
momentul atingerii unei tractiuni egala cu 95 % din tractiune a finala. [3][4]
In practica sunt reglementati timpii de repriza intre regimurile, astfel:
– α pentru turbomotor fara fortaj:
la sol regim ralanti sol regim maxim

– β pentru turbomotor cu fortaj:
la sol regim ralanti sol regim maxim de fortaj

b) Regimul de decelerare ( taierea gazului )
Regimul de decelerare este caracterizat de capacitatea turbomotorului de a -si micsora
tractiunea, intr -un anumit interval de timp, de la un regim stationar, initial, la un nou regim
stationar dorit, dupa actionare a rapida a manetei de comanda a motorului.
c) Regimurile de pornire ale turbomotoarelor
Pornirea turbomotoarelor reprezintra un ansamblu de regimuri tranzitorii ce se
desfasoara de la zero la turatia de mers in gol.
Timpul de pornire ( intervalul de timp de la apasarea butonului de pornire si dupa ce s –
a trecut maneta de comanda a motorului in pozitia „ralanti”, pana la atingerea unei turatii egale
cu 90% din valoarea turatiei de mers in gol, τ p este reglementat, in practica, in conditiile
atmosferice standar d, la sol, la 20 – 30 sec. [3][4]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 24/51 3.3 Considerente teoretice
3.3.1 Pornirea turbomotoarelor
Pornirea turbomotoarelor reprezintă un ansamblu de regimuri dinamice ce se desfasoara
de la turatia zero pana la turatia de mers in gol.
Timpul de pornire ( int ervalul de timp de la apasarea butonului si dupa ce s -a trecut
maneta de comanda a motorului in pozitia „Relanti”, pana la atingerea unei turatii egale cu 90%
din valoarea turatiei de mers in gol).
τp este reglementat in practica, in conditii atmosferice standard la sol, la 20 – 30 sec.
In conditii experimentale el poate creste de 1,5 – 2 ori.
Pot fi intalnite cateva tipuri de porniri: la sol, la altitudini cu regimuri la rece, la altitudini
cu regim uri de autorotatie.
Pornirea cuprinde mai multe faze:
a) Stabilirea regimului initial pentru aprinderea amestecului de combustibil – aer in camera
de ardere. Acesta poate fi:
– Regimul de antrenare la rece ( cu ajutorul unei surse exterioare de putere – starte r );
– Regimul de autorotatie.
b) Transmiterea si aprinderea amestecului de combustibil – aer in camera de ardere;
c) Acceleratia, insotita pe un sector determinat, daca este cazul, de antrenarea rotorului
motorului cu ajutorul starterului ( demarorului ) si iesir ea motorului la regimul final,
care de obicei este regimul de mers in gol.

3.3.2 Regimul de antrenare la rece
Pentru realizarea regimurilor de antrenare la rece este necesara alimentarea cu putere a
rotorului turbomotorului de la o sursa exterioara. Pentru aceasta se utilizeaza un dispozitiv de
pornire special : starter ( demaror ). Puterea produsa de acest dispozitiv de pornire, asigura in
principal invingerea frecarilor si accelerarea rotorului astfel ca in camera de ardere sa se atinga
conditiile necesare aprinderii amestecului de combustibil – aer. [3][4]
In aceasta faza puterea consumata de compresor pentru comprimarea aerului este
neglijabila in comparatie cu puterea consumata pentru invingerea frecarilor.
Pe caracteristica compreso rului liniile regimurilor de antrenare la rece se invecineaza cu
regimurile de autorotatie, care reprezinta cazuri limita pentru regimurile de antrenare la rece.
Fig.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 25/51 Ecuatiile liniilor regimurilor de antrenare la rece poate fi scrisa sub forma:
1* *11
33 *
12sin1k
k aca
c
cMT KAP R K
+
−  =    +

unde:
*
2
*
1cT
T=

Fig. 8 Dispunerea regimurilor de antrenare la rece pe caracteristica compresorului [3][5]
1- Regimuri de antrenare la rece;
2- Regimuri de autorotatie.

Fig. 9 Caracteristicile mecanice ale dispozitivelor de pornire de diferite tipuri [3][5]
1- Electrostarter cu excitatie in paralel;
2- Electrostarter cu excitatie serie;
3- Starter cu turbocompresor;

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 26/51 4- Starter hidraulic;
5- Turbostarter cu aer de joasa presiune.

3.3.3 Puterea dispozitivului de antrenare la rece
Cea mai mare raspandire, in aviatie, o au dispozitivele electrice si cele cu aer de joasa
presiune. Dispozitivele de pornire electrice se folosesc la motoare de puteri mici, iar cele cu aer
de joasa presiune pen tru motoarele de puteri medii si mari.
Fiecare tip de dispozitiv de pornire ii este proprie o caracteristica mecanica, prezentata
de obicei sub forma variatiei cuplului motor de pe arbo rele de iesire al starterului ( demarorului),
in functie de turatia sa, aceasta fiind o functie liniara, hiperbolica, parabolica sau din combinatii
ale acestora. [3][4]
0 stM M b n= − 

unde:
0M
– cuplu motor initial pe arborele motorului;

b- coeficientul constant pentru tipul de starter dat si pentru raportul de transmisie de la
arborele starterului la arborele motorului;

n- turatia arborelui motorului.
Variatia reala a cuplului motor in functie de turatie este mult mai complicata, ea fiind
intr-o mare masura o reprezentare conventionala.
Cunoscand caracteristica de cuplu ( Fig. 4.4 ) se poate determina caracteristica de putere:
2
00()st stP M n M b n n M n b n= = −   =  − 

Fig. 10 Caracteristica mecanica a turbostarterului cu aer de jo asa presiune [3][5]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 27/51 Din conditia
0stdP
dn= se afla expresia pentru turatia la care puterea atinge valoarea
maxima.
0
max2PMnb=

Inlocuind se obtin expresiile pentru
maxPM si
maxstP :
00
max 022PMMM M bb= −  =

max2
0 0 0
2 2 4stM M MPbb=  =

sau:
max0
max2st PMnnb=  =

max
max0
4st
stMnP=

Unde:
maxstn este turatia maxima a starterului pentru care
stP = 0.

3.3.4 Caracteristicile de pornire ale camerei de ardere
Pornirea motorului implica aprinderea amestecului combustibil – aer, care permite
asigurarea cresterii aportului de caldura necesar functionarii si accelerarii motorului.
Prin caracteristicile de pornire ale camerei de ardere se intelege probabilitatea a prinderii
amestecului de combustibil si aer, urmata de arderea constanta pentru o compozitie data a
amestecului de combustibil si aer. [3][4]
Caracteristicile de pornire ale camerei de ardere depind de:
– caracteristicile geometrice ale tublui de foc, al ca merei de ardere, ale bujiei si
blocului de aprindere;
– de parametrii medii ai aerului la intrarea in camera de ardere: presiunea P 2,
temperatura T 2, viteza aerului C 2 si de variatia acestora in lungul tubului de foc;
– de caracteristicile sistemului de aprind ere, energia unei singure descarcari si
frecventa descarcarilor electrice in bujie;
– parametrii injectorului de combustibil: unghiul de pulverizare, dispersia si diametrul
picaturilor, caracteristica de debit;

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 28/51 – de proprietatile fizico – chimice ale combustib ilului: temperatura, vascozitatea,
coeficient de tensiune superficiala, capacitatea calorica, temperatura de vaporizare,
presiunea vaporilor saturati, temperatura de autoaprindere;
– de compozitia amestecului de combustibil – aer, α care depinde de programul de
reglare si debitul de combustibil in regim de pornire.
Dupa cum se vede procesul de aprindere este influentat de foarte multi factori. Initial,
datorita temperaturilor joase ale aerului in regimul de antrenare la rece sau autorotatie, care
preced aprin derea, se aprind doar unele picaturi de combustibil separate si apoi urmeaza
propagarea flacarii in intregul amestec de combustibil si aer. [3][4]
Pentru un motor dat alimentat cu un combustibil cunoscut numarul factorilor ce
influenteaza aprinderea se red uc la parametrii aerului la intrarea in camera de ardere si debitul
de combustibil.
In acest caz se poate defini o relatie ce da probabilitatea aprinderii amestecului de
combustibil – aer, urmata de arderea sa constanta sub forma:
2 2 2( , , )f P T C=

In momentul initial, debitul de combustibil trebuie ales astfel incat sa se asigure o
pulverizare buna a sa si totodata el sa ajunga in cantitate suficienta in zona de descarcare a
bujiei.
De obicei programele de reglare a combustibilului la pornire su nt programe ce dau un
debit constant de combustibil sau apropiat de aceasta lege.
In aceasta situatie relatia se simplifica:
22( , )f P T= sau
22( , )f P C= .
Presiunea, temperatura si viteza aerului la intrarea in camera de ardere au o influenta
mare asupra procesului de ardere.
Scaderea presiunii aerului duce la o proasta distributie a combustibilului in zona primara
ceea ce micsoreaza capacitatea de aprindere a focarului initial al arderii.
Scaderea temperaturii aerului d uce la micsorarea sensibila a posibilitatilor de aprindere
a amestecului combustibil – aer.
Aceasta scaderea este insotita de modificarea densitatii si vascozitatii sale, inrautatind
pulverizarea combustibilului, totodata scade viteza de vaporizare a comb ustibilului si de
asemenea scade viteza de difuzare a vaporilor de la suprafata picaturii in mediul inconjurator.
Ca urmare a acestor fenomene se inrautateste transfelul flacarii de la o picatura la alta,
ducand la cresterea timpului de aprindere a ameste cului in camera de ardere. [3][4]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 29/51 Pentru a simplifica relatiile de mai sus au fost introdusi parametrii complecsi.
Caracteristica de pornire a camerei de ardere poate fi scrisa astfel:
2
2()PfC=

si are forma aproximativ a unei parabole.
Relatia aproximativa avand forma:
2
1 2 3
2()P PK K KC = + −

unde:
– K1, K2, K3 sunt coeficienti constanti;
– P ia valori de la 0 la 3.

3.3.5 Programe de alimentare cu combustibil la pornire
Programele de alimentare cu combustibil la pornire se aleg astf el incat sa se obtina
durata de pornire necesara fara ca motorul sa depaseasca limitele functionarii sigure.
Deobicei, programele de alimentare cu combustibil la pornire la sol sunt asemanatoare
cu cele folosite la pornirea la altitudine: fie se pastreaza acelasi program, fie se introduc corectrii
cu altitudinea.
Mai jos sunt prezentate cateva programe de alimentare cu combustibil de pornire:
a)
.cpP ct= ;
b)
2 .cpP P ct−= ;
c)
2 2 0; 0 ( ) ( )
H cp cp H M HP P P P k p== − = −   ;
d)
0; 0 ()
H cp cp H M HP P k p===   .
Programele cele mai eficiente sunt ultimile doua, deoarece ele fac corectia presiunii de
injectie a combustibilului de pornire (
cpP ) cu altitudinea.
Pentru a creste inaltimea de pornire a turbomotoarelor ec hipate cu blocuri de pornire se
utilizeaza diferite procedee de intensificare a proceselor de aprindere si de ardere a amestecului
de combustibil si aer.
Astfel de procedee sunt:
a) Alimentarea cu oxigen gazos sau cu oxidanti lichizi activi;

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 30/51 b) Alimentarea cu c ompusi piroforici cu capacitate ridicata privind reactia cu oxigenul
din aer;
c) Incalzirea aerului ce intra in blocul de aprindere.

3.3.6 Surplus de putere al turbinei turbomotorului la pornire
Dupa aprinderea amestecului de combustibil – aer din camera de ardere, turbina
turbomotorului incepe sa dea putere. Aceasta putere nu este suficienta, la inceput, sa accelereze
rotorul turbomotorului, de aceea intr -o prima faza rotorul este accelerat si cu ajutorul starterului
( demarorului ). [3][4]
La o anumita turatie, notata
0Pn= , turbina incepe sa produca putere excedentara
0TP
. Valoarea turatiei
0Pn= , variaza in limite largi: de la 0,12 la 0,2, unde
0
0P
P
Nnnn=
==

Tinand cont ca in aceasta situatie turbomotorul are o functionare asemanatoare ca la
repriza, dar la turatii mai joase si ca la pornire caracteristica de presiune a compresorului este
aproape orizontala, se poate folosi pentru aproximarea surplusului de puter e al turbinei, la
pornire.
Dupa schimbarea indicelui R cu P de la pornire relatia devine:
1()TP CS SP SPP P K K− =  −

unde:
*
3
*
3P
SP
STKT=

Puterea compresorului P CS poate fi exprimata in functie de turatie si de puterea
compresorului la regimul nominal:
13
CS C CNP K n P−=  

unde:
Nnnn=

deci:
1 1 3()TP C SP SP CNP K K K P n−− =  −  

ecuatia fiind adevarata de la
0Pnn= .

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 31/51 De obicei pentru K SP, in calcule se foloseste o valoare medie pe intervalul
0P mgnn= ,
fiind cuprinsa intre 1,05 – 1,2. Pentru a creste fiabilitatea si stabilitatea pornirii se recomanda
KSP ≥ 1,1.
In practica puterea excedentara a turbinei poate diferii mult de cea calculata. Folosirea
relatiei de mai sus duce la erori de 5 – 10 %.
3.3.7 Reglarea accelerării motoarelor turboreactoare
Una dintre cele mai importante cerinte ce stau în fata sistemului de reglare a unui motor
turboreact or este asigurarea unei bune capacităti de repriză ( de accelerare) a motorului.
Prin accelerarea motorului turboreactor se înțelege trecerea lui de la un regim de
funcționare staționar la altul cu o turație mai mare. Se cere ca durata acestui proces să fi e
minimă. În practică, pentru motoarele turboreactoare, se reglementează timpul de accelerare de
la regimul de mers în gol la regimul maxim, la sol, V = 0 condiții I.S.A., să fie mai mic de 5
secunde. [3][4]
Durata de trecere de la un regim n 1 la regimul d e turație n 2, (n 2 > n 1) se poate obține cu
formula:
2
121n
ndntn−=

Timpul de accelerare este cu atât mai mic cu cât
n
este mai mare. Pentru a atinge cele
mai mari accelerații, după cum rezultă din caracteristica dinamică a motorului, debitul de
combustibil trebuie să crească cât se poate de mult. Creșterea debitului de combustibil este
limitată de zona de pompare și de a tingerea temperaturii maxim admise a gazelor de ardere în
fața turbinei.
Traiectoria ideală de accelerare trebuie să urmărească limita de pompaj sub ea la o
oarecare distanță de siguranță, iar când întâlnește izoterma, căreia îi corespunde temperatura
fizică a gazelor maximă (
3maxT ) să urmărească această izotermă tot la o distanță de siguranță
sub ea.
Deoarece pe caracteristica dinamică nu sunt prezentate temperaturi fizice, ci temperaturi
raportate, izotermele ce corespund temperaturii fizice maxime a gazelor de ardere, vor diferi pe
caracteristica dinamică în funcție de
1T .
În zona de posibilă supraîncălzire reglarea accelerării trebuie să se facă pe o traiectorie ce să
țină cont de
1T ( traiectoria va fi funcție de
1T ).

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 32/51 Accelerarea motorului se poate face în trei moduri de reglare: statică, astatică sau
temporară.
Grafic aceste trei moduri de reglare se deosebesc prin traiectoriile proceselor de reglare.
Reglarea s tatică a accelerării are loc atunci când legea reglării poate fi exprimată sub
forma
()co ioM f x=
, în acest caz traiectoria procesului se exprimă printr -o linie.
Reglarea astatică și temporară atunci când legea de reglare nu poate fi exprimat ă sub
forma
()co ioM f x=
, ci sub forma
()co ioM f x=
(
iox – parametrii raportați ai motorului).
În acest caz avem de a face cu o familie de traiectorii ale procesului de accelerare.
Aceste traiectorii vor tinde, de obicei, spre o asimtotă.
În cazul reglării astatice, asimtota se află în câmpul util al caracteristicii dinamice a
motorului și va reprezenta linia de reglare.
În cazul reglării temporare, asimtota spre care tind traiectoriile procesului de accel erare
fie nu există, fie este în afara regimurilor de lucru ale motorului, pe caracteristica dinamică.
În această situație nu se poate vorbi despre o linie de reglare.

Fig. 11 Modul static de reglare [3][5]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 33/51
Fig. 12 Modul astatic de reglare [3][5]

Fig. 13 Modul temporar de reglare [3][5]

3.3.8 Legile de reglare ale accelerării
După cum s -a arătat mai sus legile reglării pentru accelerație pot fi statice, astatice sau
temporare.
Legile reglării se exprimă analitic prin relații dintre parametrii motorului:
20 30, , ,io o cox n P T M=
etc, reprezintă de obicei linia de reglare.
Cum în fiecare punct al caracteristicii dinamice se cunosc parametrii
iox și relații le
dintre ei, linia de reglare poate fi notată nu numai sub forma:
()
ocoM f n=

ci și sub forma generală:

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 34/51
( ) 0ioFx=
Dacă în această expresie există și
coM
, atunci această lege de reglare este statică.
Dacă
coM
nu intră în ecuație, atunci legea de reglare este astatică sau temporară. După
cum s -a mai arătat, în acestă situație legea de reglare poate fi exprimată sub forma:
0()c ioMx=

Pentru a obține relația dintre
coM
și n 0, în această situație trebuie integrată relația
0 0 ()c ioM x dt C=  +
,
Dar cum fiecare parametru
iox de pe caracteristica dinamică poate fi scris în funcție de
coordonatele caracteristicii
0 ( , )
o io cx M n=
rezultă:
00 ( , )
o co i cM M n dt C =  +
,
sau în general
0( , , )co F n M C
– ecuația familiei de traiectorii ale procesului de accelerar e ce au
ca parametru constanta de integrare.
În general această familie de traiectorii va avea o asimtotă care este
( ) 0iox= .
În cazul legilor de reglare astatice această asimtotă există și se află în câmpul de
funcționare al caracteristicii dinamice.
Un exemplu de lege de reglare astatica este:
00 ()coM n f n=−

care are asimtota
00 ( ) 0 n f n−=
. În acest caz asimtota se exprimă printr -o relație dintre
accelerația unghiulară raportată
0n
și turația raportată n 0 a grupului rotoric al motorului.
În cazul legilor de reglare temporare a accelerației această asimtotă fie nu exi stă, fie se
află în afara domeniului de lucru a caracteristicii dinamice, însă traiectoriile p rocesului de
accelerare există.
Un prim exemplu de lege temporară de reglare a accelerării este :
00ccM kM=

care are asimtota
0cM
= 0, care este în exteriorul regimurilor de lucru de pe caracteristica
dinamică.
Al doilea exemplu de lege temporară a accelerării este:
0cM
= C,

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 35/51 care nu are o asimtotă (expresia c = 0 nu are sens).
Legile temporare există numa i pentru problema reglării accelerării, deoarece în celelalte
cazuri trebuie să existe, o linie de reglare care să intersecteze linia regimurilor staționare.
Condiția de similitudine a legilor de reglare a accelerației este condiția generală ca în
expresia lor analitică să intre numai mărimile raportate și să nu intre mărimile fizice (în afară
de cazul când legea reglării prevede special modificarea liniei de reglare după
1T – deci legea
reglării să aibă cel mult dimensiunea temperat urii, dar în nici un caz dimensiunea presiunii).

3.4 Caracteristica dinamică și legile reglarii turbomotoarelor
Caracteristica dinamică a motorului turboreactor reprezintă mulțimea tuturor stărilor
posibile în care, motorul funcționează stabil, utilizarea ei fiind foarte avantajoasă în soluționarea
problemelor legate de motorul turboreactor. [3][4]
Caracteristica di namică descrie propietățile dinamice ale motorului turboreactor ca
sistem liber, necondiționat de nici o lege a sistemului. În practică, sunt necesare numai anumite
stări ale motorului, în funcție de cerințele la care trebuie să răspundă.
Pentru a îndeplinii aceste cerințe, motoarele turboreactoare sunt prevăzute cu regulatoare
automate care realizează comanda și controlul lor. [3][4]
În aplicațiile industriale, operatorul nu poate intervenii asupra turbomotorului decat în
momentul când acesta ajung e la regimul de ralanti și s -a stabilizat, în tot acest timp
turbomotorul este controlat în totalitate de sistemul de reglare automată, care supraveghează
toate starile de funcționare ale acestuia. [3][4]
Reglarea turbomotorului se reduce la selectarea măr imilor, după ce softul va permite
acest lucru, dintr -o mulțime de stări, reprezentate prin caracteristica dinamică a motorului. Prin
această limitare, propietățile motorului și relațiile dintre parametrii săi, nu se perturbă. [3][4]
Pe lângă legile ce guve rnează funcționarea turbomotorului, prin utilizarea sistemelor de
reglare automată, se introduc legături suplimentare, care reprezintă legile reglării. Acest lucru
face ca, în funcție de legile de reglare ale motorului ales, stările acestuia să fie bine de terminate.
Problemele cele mai importante, privind funcționarea turbomotorului ce trebuie
rezolvate prin utilizarea legilor reglării sunt:
– Reglarea regimului staționar impus prin poziționarea corespunzătoare a manetei de
comandă a motorului de către pilot pentru turbomotorul care este utilizat în aviație

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 36/51 pe avion iar pentru un turbomotor utilizat într -o aplicație industrială reglarea
regimului este impusă de performanțele turbomotorului și de aplicația industială;
– Reglarea procesului tranzitoriu de accelera re a motorului care este se realizat automat
de către sistemul de reglare până când turbomotorul ajunge în regimul de ralanti și
s-a stabilizat, după care softul îi permite operatorului să intervină asupra unor
anumiți parametrii pentru ca turbomotorul să poată atinge, manual, parametrii
nominali de funcționare pentru aplicația industrială respectivă;
– Menținerea, în siguranță, a regimului nominal de funcționare, problema esențială la
menținerea acestui regim căt mai constant este caracterizată de condiția de menținere
a turației, raportate la constanta turbomotorului;
– Schimbarea automată a poziției organelor reglabile ale compresorului sau acționarea
supapelor electrice antipompaj, care va fi realizată de un controller dedicat
După stabilirea acestor legi e le pot fi studiate mai amănunțit cu ajutorul programelor, de
simulare numerică a motoarelor turboreactoare.
In final, dupa ce motorul turboreactor si sistemul de reglare automat, exista fizic, ele pot
fi puse la punct si validate in cadrul experimentarilo r la bancul de probe.
Problema esentiala la reglarea regimului este mentinerea regimului stationar dorit,
caracterizat de conditia de mentinere a turatiei raportate a motorului constanta
00()A nn= .
Deoarece linia regimurilor stationare are panta mare in zona regimului maxim, o
micsorare cu 1% a turatiei raportate
0maxn , poate duce la scaderea tractiunii cu 4 – 6 %, iar
cresterea lui
0maxn cu 1 % la micsorarea rezervei de rezistenta a componentelor rotorului
turbinei si compresorului cu 3 – 5 %.
In literatura de specialitate se indica ca turatia maxima trebuie mentinuta cu o precizie
de 0,2 – 0,3 %.
In planul caracteristicii dinamice multim ea regimurilor stationare similare sunt
reprezentate printr -un punct pe linia regimurilor stationare (linia de lucru ).
Acest punct poatre fi determinat prin intersectia a doua linii. In acest caz o linie este
chiar linia regimurilor stationare
0( 0)n=
, iar cea de -a doua linie, linia de reglare.
Ecuatia liniei regimurilor stationare este relatia:
0()coM f n=

iar ecuatia liniei de reglare care o sectioneaza:

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 37/51
0()coM g n=

Sistemul acestor doua ecuatii are solutia
00 A nn= . Aceasta lege de reglare este folosita
rar, ea a fost mentionata doar pentru a usura expunerea.
Exemple de sisteme de reglare folosite în trecut la diverse tipuri de turbomotoare :
3.4.1 Linii de reglare
Evoluția tehnică și tehnologică a grupurilor industriale echipate cu turbomotoare,
determinată de cerințele de creștere a eficienței și fiabilității acestora o impun în același timp
controlul lor cu un sistem de comandă și reglare automat, utilizând Automate Programabile –
PLC, calculatoare de proces cu capacitate și viteză mare de procesare a informațiilor privind
regimurile de funcționare.
Sistemele de reglare trebuie să fie construite astfel încât toate funcțiile de comandă ale
turbomot orului să fie complet automatizate. Această cerință este determinată atât de
proprietățile turbomotorului însuși, cât și de condițiile de exploatare, în baza cărora este necesar
ca operatorul, în cazul aplicațiilor industriale, să fie degrevat de orice alt e funcții de comandă
adiționale, care se referă direct la funcționarea turbomotorului.

3.5 Sisteme de reglare automata a turatiei construite pe principiul abaterii
Sistemele automate de reglare construite pe principiul abaterii contin: obiectul reglarii,
dispozitivul de masurare a turatiei, dispozitivele de amplificare, de executie si de corectie.
Se folosesc forme constructive diferite ale elementelor enumerate.
Caracteristicile sistemelor automate de reglare a turatiei, depind in mare masura de tipul
dispozitivului de corectie si de modul de conectare a sa in circuitul de reglare.
Aceste sisteme pot functiona si fara dispozitivul de corectie, in schimb propietatile
dinamice ale unui astfel de sistem sunt, de obicei, necorespunzatoare. Cel mai des, un astfel de
sistem este format din: bloc de programare ce transmite miscarea de la maneta de comanda a
motorului, un arc, a carui tensionare este proportionala cu turatia programata, un traductor
centrifugal de turatie, ce este antrenat de la rotoru l motorului si care dezvolta o forta ce se opune
fortei arcului blocului de programare, o actionare hidraulica ( amplificator hidraulic ).
In functie de rezultanta fortelor dezvoltate de arcul blocului de programare si de
traductorul centrifug, rezulta o deplasare y ce este transmisa servovalvei amplificatorului
hidraulic, care la randul ei actioneaza pistonul de forta ce modifica pozitia organului de

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 38/51 comanda al pompei ( la pompele cu pistonase ) sau robinetul dozator ( pentru celelalte tipuri
de pompe ).

Fig. 14 Schema bloc a sistemului de reglare automata a turatiei ce functioneaza pe principiul
abaterii [3][5]

– Pompa de combustibil;
– Obiectul reglarii ( MTR );
– Corectia izodromica.

Daca turatia rotorului este egala cu cea programata atunci y=0, iar servovalva ocupa
pozitia neutra neactionand pistonul de forta.
Daca turatia rotorului “n” este mai mica decat turatia programata “n p” , y<0, iar
servovalva se deplaseaza actionand pistonul de forta ce actioneaza organul de comanda al
pompei marind deb itul de combustibil. Ca urmare turatia creste.
Cand turatia n >n p actiunea se petrece in sens invers.
Daca sistemul automat nu are corectie izodromica, deoarece amplificatorul hidrauluic se
actioneaza imediat la orice variatie cat de mica, a turatiei n fat a de cea programata n p , rezulta
un proces cu caracteristici dinamice nesatisfacatoare.
In cazul in care se utilizeaza o corectie de tip izodromic in paralel cu actionarea
hidraulica, ea reprezinta o legatura inversa negativa. Ea se opune miscarii servoval vei.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 39/51 Cand corectia de tip izodromic este reglata, sistemul automat are o caracteristica
dinamica buna.
In figura de mai jos se reprezinta procesul tranzitoriu pentru un sistem cu corectie si
pentru unul fara corectie, in cazul re -reglarii sistemului pentru cresterea turatiei.

Fig. 15 Ilustrarea procesului tranzitoriu in cazul reglarii sistemului pentru cresterea turatiei
[3][5]
Fie regimul echilibrat initial, care corespunde punctului “0”. El este caracterizat de
comprimarea arcului h 0 si de turatia n 0.
La deplasarea manetei de comanda pentru o noua turatie programata n final, arcul blocului
de programare este comprimat la h final.
Turatia n fiind mai mica ca cea programata sertarul servovalvei este deplasat, ceea ce
determina cresterea d ebitului de combustibil ceea ce duce la cresterea turatiei.
Datorita actiunii corectiei izodromice se micsoreaza deplasarea pistonului servovalvei,
determinand o crestere mai buna a debitului de combustibil.
Inainte de atingerea turatiei n final , datorita actiunii inverse a corectiei pistonul
servovalvei este adus in pozitie neutra si apoi miscat in sens invers primei miscari, determinand
micsorarea debitului de combustibil inainte de atingerea turatiei n final.
Deoarece la n final , debitul de co mbustibil este mai mare decat cel necesar, motorul isi
creste turatia n peste turatia programata n final, regulatorul tinzand sa reduca turatia reduce debitul
de combustibil. Punctul 2 este caracterizat de egalitatea dintre debitul de combustibil disponibil
si cel necesar, dar turatia n este mai mare decat cea programata, ca urmare regulatorul continua
sa micsoreze debitul de combustibil.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 40/51 Acest proces continua cu un procent de atenuare pana cand se stabileste regimul final.
Este evident faptul ca a ceste oscilatii ar fi mult mai mari daca corectia ar lipsi.
3.6 Sisteme de reglare automata a turatiei construite pe principiul compensatiei
perturbatiilor
Motoarele turboreactoare trebuie sa functioneze la regimuri stationare diferite in functie
de tipul aplicatiei in care este folosit si de evolutia aplicatiei la un moment de timp.
Regimul de functionare al motorului este influentat de parametrii exteriori P 1* si T 1* dar
si de incarcarea pe turbina libera. [3][4]
Sistemul de reglare automat construit pe principiul compensatiei perturbatiilor este
alcatuit din:
– Pompa de combustibil;
– Bloc de programare a turatiei, asemanator cu cel de la sistemul bazat pe principiul
abaterii.
– Traductor centrifug de turatie, asemanator cu cel de la sistemul bazat pe principiul
abaterii, semnalul dat de el este o deplasare y n proportionala cu ∆n=n -np;
– Traductor de presiune ce masoara P 1* si P 2* si al carui semnal de iesire este o
deplasare y p proportionala cu P 2*- P1*;
– Un dozator de combustibil cu doua grade de liberta te format din doua bucse
concentrice una primeste deplasarea y n si cea dea doua deplasarea y p.
Sectiunea de trecere a combustibilului de la pompa catre motor este data de pozitionarea
relativa acelor doua bucse.
Servo -pistonul care are ca semnale de intrare presiunea pompei de combustibil P pompa si
presiunea de injectie P inj. iar ca semnal de iesire este “m” pozitia organului de comanda al
pompei. [3][4]
Functionarea acestei parti a sistemului, in linii generale se reduce la urmatoarele: la
cresterea lui P 1* ( din diferite motive ) va creste si P 2* dar intr -o masura mult mai mare
**
21 c PP=
, ca urmare capsulele aneroide se comprima miscand totodata si bucsa
corespunzatoare a dozatorului de combustibil ceea ce duce la marirea sectiunii de trecere a
combustibilului ceea ce are ca rezultat micsorarea caderii de presiune pe dozator. Aceasta
mics orare a caderii de presiune este sesizata de servo -piston ce modifica coordonata “m”
determinand cresterea debitului de combustibil si totodata va creste si caderea de presiune pe

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 41/51 dozator, pana cand fortele ce actioneaza pe servopiston ajung la un nou punc t de echilibru.
[3][4]
Capsulele aneroide ca si servopistonul sunt astfel construite incat sa mentina turatia
rotorului turbomotorului constanta. Modificarea debitului de combustibil se face destul de rapid
astfel incat turatia n ramane practic constanta.
Are loc compensarea perturbatiilor inainte ca ele sa reuseasca sa actioneze asupra partii
din sistemul automat ce functioneaza pe principiul abaterii, iar oscilatiile proceselor tranzitorii
se reduc.
Pe de alta parte, precizia functionarii sistemului de c ompensatie a perturbatiilor, atunci
cand se masoara numai o perturbatie nu poate fi mare.
Modificarea neprevazuta de program a perturbatiilor ce nu se masoara duce la erori in
mentinerea turatiei “n” . Sistemul ce functioneaza dupa principiul abaterii, red uce in aceste
cazuri erorile de functionare a sistemului de compensare a perturbatiilor.
Pe de alta parte si sistemul construit pe principiul abaterii are neajunsurile sale.
Pentru una si aceeasi pozitie a manetei de comanda a motorului si conditii de func tionare
diferite este necesar un debit diferit, ceea ce determinapozitii diferite ale organului de comanda
a pompei de combustibil “m” si a bucsei corespunzatoare a dozatorului. Pentru a mentine
pozitia acestei bucse in diferite pozitii este necesar de fie care data o alta turatie. Astfel, turatia
se va modifica pentru una si aceeasi reglare, in functie de conditiile de functionare.
Aici se manifesta trasatura pozitiva a sistemului combinat, deoarece aceste erori sunt
micsorate de partea sistemului ce functi oneaza pe principiul compensatiei perturbatiei, care
misca a doua bucsa a dozatorului. [3][4]
Un astfel de sistem automat de reglare este prezentat mai jos.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 42/51
Fig. 16 Schema bloc a sistemului automat de reglare a turatiei construit
pe principiul combinat [3][5]
4. Nivelul de performanta si limitarile sistemelor de reglare automata .
Digitalizarea sistemului de automatizare al unei turbomașini necesită integrarea
software -ului de automatizare și extinderea tehnicilor de comunicație, precum și de securitate.
Beneficiile potențiale pentru digitizare includ reducerea consumului de energie și a perioadelor
de nefuncționare a turbomașinii, îmbunătățirea calit ății, eliminarea erorilor umane,
îmbunătățirea planificării și prognozării. Tehnologia cloud și wireless sunt drept elemente
cruciale ale tranziției către digitalizare. Tehnologia wireless este considerată de importanță
sporită în desfășurarea proiectului având mai multe forme cum ar fi transmisie Wi -Fi, transmisie
celulară sau transmisie Bluetooth.
5. Electronica moderna in sistemele de reglare automata actuale .
În prezent, temperatura gazului dintr -o turbină este măsurată preponderent prin
termocupluri instalate într -un număr de puncte din zona turbomotorului. De exemplu, în zona
de ieșire a motorului, temperatura este măsurată în diferite poziții circumferențial e și adesea
radiale printr -o rețea de termocupluri conectate prin mănunchiuri de cabluri. Transmisia
informațiilor de la fiecare termocuplu la unitatea centrală de control (ECU) necesită multe
cabluri individuale, astfel încât din cauza restricțiilor de gr eutate, măsurătorile sunt mediate

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 43/51 înainte de transmiterea către un singur cablu principal (în locul unei multitudini de cabluri
individuale) spre ECU. Acest fapt are câteva dezavantaje clare:
– se elimină posibilitatea unei imagini detaliate a temperaturii g azului motorului și
astfel indicarea unora dintre potențialele probleme;
– imposibilitatea diagnozei fiecărui senzor – defecte, erori, decalibrări;
– masa și ergonomia cablajelor, care însele sunt o problemă pentru aplicațiile
aerospațiale – fie și un singur c ablu este mai mult decât niciunul;
– costurile cu cablajele și timpul mare de implementare.
Utilizarea tehnologiei wireless pentru sistemele de instrumentare ar aduce următoarele
avantaje:
– creșterea substanțială a complexității datelor care pot fi trimise că tre ECU;
– permiterea unei monitorizări mai sofisticate a stării motorului;
– înlocuirea cablurilor cu transmisia wireless reduce masa sistemului, ducând la un
consum de combustibil mai scăzut și emisii de carbon reduse;
– analiza statistică online a datelor de la un astfel de sistem poate permite o mai bună
înțelegere a sănătații motorului și aeronavei.
Cu toate acestea, integrarea tehnologiei wireless în aplicațiile cu turbine aerospațiale
sau industriale au de trecut provocări foarte importante, în mare măsură la motoarele
aerospațiale, unde este necesar un nivel ridicat de siguranță și certificare. Temperaturile de pe
carcasa unui motor pot depăși 250°C, eliminând utilizarea sistemelor electronice convenționale
bazate pe siliciu. În plus, menținerea integrităț ii unei transmisii de semnal RF într -un mediu
compus în mare măsură din metal, fără să se interfereze cu alte echipamente electronice, poate
fi un obstacol major. Alimentarea senzorilor este de asemenea o provocare semnificativă, care
poate necesita divers e mijloace de harvesting a energiei.
În Fig. 17 se prezintă un prototip de instrumentare al unui ajutaj de reacție, cu senzorii
dispuși radial pe interior. Ei sunt conectați în seturi la cinci unități de microprocesare și
comunicație (plăci Gumstix Connex 400xm -bt cu comunicație Bluetooth), montate pe
exteriorul ajutajului. Valorile de la senzori sunt transmise wireless către o stație laptop, pe care
se face vizualizarea hărții de temperatură a zonei monitorizate, profilurile ratei de variație a
temperatur ii și, la cerere, istoricul valorilor individuale. Asemănător senzorilor termici, s -a
conectat un număr mai mic de microfoane pentru a demonstra posibilitatea adăugării unei
întregi varietăți de senzori, precum și posibilitatea de a funcționa cu senzori cu lățime de bandă
mare. Cu totul, sistemul de monitorizare wireless conține: 20 de senzori temperatură tip IC cu

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 44/51 interfață I2C, 4 microfoane, 5 noduri de procesoare bazate pe Gumstix, cu plăci de expansiune
personalizate pentru a furniza conectivitate audio și I2C, precum și stația laptop de vizualizare.

Fig. 17 Ajutaj de reacție cu sistem -prototip de instrumentare wireless [7]

Dezvoltarea turbomotoarelor pentru generare de energie și propulsie poate implica sute
sau chiar mii de senzori pentru a măsura parametri de tip temperatură, presiune, deplasare, forță
și accelerație. În prezent, acești senzori sunt conectați fizic la unitățile centrale de achiziție de
date, necesitâ nd până la 12 km de cablaje . Proiecte de a crea o rețea de senzori wireless (WSN
– Wireless Sensor Network ) au fost semnalate și în [ 8], unde s -a urmărit să se folosească WSN
pentru a înlocui anumiți senzori cu fir cu senzori wireless și pentru a adăuga în mod flexibil mai
mulți senzori la sistemul de monitorizare.
În acest exem plu, WSN este localizată între carcasa unui motor Rolls -Royce Trent 900
și capota metalică (zona 1 – Fig. 18 ). Se poate observa că în această zonă există multe obiecte
metalice, inclusiv carcasa motorului. Toate aceste suprafețe reflectă undele RF care se propagă
în acest mediu. Odată ce ușile sunt închise, aceste reflexii dau naștere la multiple propagări
omnidirecționale.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 45/51
Fig. 18 Zona de operare a WSN (indicată cu galben – stânga) în preajma motorului
Rolls -Royce Trent 900 [ 8]
6. Probleme de proiectare ale sistemelor de reglare automata, electronice .
Pentru circuitele electronice si pentru firele electrice de legatura, care transporta
semnalele electrice, principalul factor de defectiune il constituie temperatura ridicata la care
trebuie sa lu creze.
Ecranarea tuturor s emnalelor si distribuirea lor grupandule pe functii de comanda sau
de masurare , constituie de asemenea o problema de proiectare si de gasire a unor solutii de
pozitionare astfel incat semnalele sa nu se influenteze unele pe altele.
O problema deosebita o constituie si elementele de conectare.
6.1 Conectorii cu contact fizic (PC) sunt cei mai folosiți și au cele mai mici pierderi la
interfață deoarece capetele fibrelor se ating și sunt proiectate să nu piardă contactul odată
conectate [ 9]. Dintre conectorii PC se pot exemplifica MIL -DTL -38999, care sunt standardul
recunoscut pentru toate aplicațiile aerospațiale militare și comerciale ce depind de performanțe
și fiabilități ridicate. Sistemul de conexiune 38999 a fost utilizat cu succes în aplicații precum
F-35 Joint Strike Fighter și F -22 [10].

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 46/51
Fig. 1 9. Conectori MIL -DTL -38999 [ 11]
De regulă, o conexiune PC se realizează prin utilizarea la capătul fibrei optice a un ei
ferule ceramice , fixată de fibră prin rășină epoxy, și polișată cu precizie pentru ca lumina să
intre și să iasă cu o traiectorie cunoscută și pierderi minime [ 12].

Fig. 20. Conector fibră optică Physical Connection (PC) [ 12]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 47/51
Fig. 21. Comparație ilustrativă între conectorii PC, UPC, APC [1 3]
6.2 Conectorul UPC (Ultra Physical Contact) pornește de la tehnica PC și utilizează o
metodă de polish ce creează o suprafață mai fină pentru capătul de fibră, rezultând într -un grad
de reflexie mai mic decât la PC și astfel în semnale cu pierderi mai mici . Cu toate acestea,
gradul de reflexie mai depinde și de calitatea suprafeței fibrei, iar, ca urmare a
cuplării/decuplării repetate, se deteriorează. Astfel a apărut conectorul APC.
6.3 Conectorul APC (Angled Physical Contact) , prin adăugarea unui unghi d e 8° la
capete, permite conexiuni mai ferme și reflexii mai mici.
Tabel 1. Comparații ale pierderilor prin reflexie ale tipurilor de conectori FLAT/PC/UPC/APC
[13]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 48/51 Aceste soluții se aleg în funcție de o balanță performanță -cost, deoarece nu orice
aplicație cu transfer de date necesită condiții de performanță atât de mari încât să se justifice
prețul conectorilor UPC/APC.
6.4 Conectorii non -contact (NC)
Pe lângă conectorii cu contact fizic, mai există și variante non-contact (NC) . Acestea,
după cu m le spune și numele, elimină contactul fizic dintre capetele fibrei, reducând astfel și
deteriorările date de uzura la suprafețe. Potrivit [1 4], [1 5], conectorul NC de la Arrayed
Fiberoptics Corp. are o variație de pierderi de inserție de sub 0.01 dB (un factor de 10 ori mai
bun decât conectorii uzuali), durabilitate excepțională (mii de conexiuni repetate fără pierderi),
sensibilitate scăzută la praf și contaminanți.
Conectori NC au fost utilizați pe magistrala ARINC 636 la Boeing 777 pentru a
îndepărta problemele legate de durabilitatea și curățenia conexiunilor [1 6].
6.5 Conectorii Expanded Beam (EB) conțin două lentile pentru a expanda, colima și
refocaliza lumina de la fibra transmițătoare către fibra receptoare. Conform [1 7], se pot
menționa următoarele detalii caracteristice:
– Utilizarea interfețelor EB rezultă în reducerea pierderilor de semnal datorate
contaminării la interfața optică;
– Designul lentilelor facilitează curățarea și, întrucât calea de lumină traversează un
spațiu de aer, nu exi stă contact fizic;
– Lipsa contactului fizic poate elimina uzura din conectorii cu contact fizic (PC),
permițând ai multe cicluri de cuplare -decuplare;
– Similar cu conectorii PC, conectorii EB conțin de regulă ferule ceramice pentru a
alinia fibra la lentile;
– În general, producția conectorilor EB este mai costisitoare.

Fig. 22. Conector fibră optică Expanded Beam (EB) [17]

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 49/51
Fig. 23. Contact EB (stânga) și conector EB multi -canal (dreapta) [1 7]
6.3 Probleme ale elementelor optice pentru circuite FBL
6.3.1 Surse optice
Magistralele de date pentru aviație operează în condiții de mediu severe, cu temperaturi
variind de la -55 până la +125°C, precum și cu vibrații. În acest caz, diodele laser (LD) normale
pot fi inadecvate deoarece pot necesită circuite de condiționare mai complicate pentru
stabilizarea temperaturii și puterii de ieșire. În plus, sunt mai sensibile la solicitări mari de
temperatură și electrice decât LED -urile. De regulă, durabilitatea LD -urilor este mai mică decât
cea a LED -urilor, deși costurile LD sunt mult mai mari . De aceea, LED -urile pot fi utilizate ca
surse optice pentru magistralele de aviație.
În schimb, noile generații de magistrale de date vor funcționa la ~50 Mb/s, ceea ce nu
depășește capacitățile de modulație ale LED -urilor disponibile în ziua de astăzi. Cum MIL –
STD -1773 funcționează la 1 Mbps, constrângerea nu este una semnificativă.
6.3.2 Detectorul optic
Fotodioda cu avalanșă (APD) necesită o tensiune mare de polarizare pentru alimentare,
care trebuie ajustată pentru a urmări dependența temperaturii față de amplificarea APD. Acest
fapt la rândul lui crește complexitatea receptorului și reduce fiabilitatea sistemului. Mai mult
decât atât, zgomotul de impuls poate fi indus în semnalele multiplicate, prin schimbarea
tensiun ii de polarizare, prin sursa de alimentare a APD -urilor, deoarece în aeronavă există surse
EMI foarte puternice. În schimb, utilizarea unui fotodetector p -i-n poate rezolva aceste
probleme, fiind mai potrivit în mediul caracteristic aeronavelo r.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 50/51 7. Concluzii.
Raportul stiintific nr. 2, pune accent, in prima parte, pe latura teoretica a sistemelor de
reglare automata prin prezentarea notiunilor de baza, notiunilor introductive dar si definitiile
elementelor principale care intra in alcatuirea sistemel or de reglare automata, pentru a intelege
foarte bine cum se interconecteaza blocurile si cum functioneaza impreuna astfel incat, la iesire,
sa se obtina semnalul dorit.
In a doua parte raportul, prezinta partea teoretica legata de turbomotoarele de aviati e,
procesele tranzitorii ale acestora si legile de reglare, atingand toate punctele de la pornirea unui
turbomotor de aviatia, la accelerare si pana la atingerea regimului maxim si regimul de
postcombustie.
In ultima parte raportul prezinta probleme legate de echipamentele care alcatuiesc un
sistem de reglare automata, noi tehnologii de masurare la distanta si chiar echipamente care pot
trimite informatii la distanta despre principalii parametrii ai turbomotorului.
Concluzia finala a acestui raport se contureaza in jurul implementarii tehnologiilor noi
aparute si realizarea unui sistem de reglare automata autoadaptiv, care sa gestioneze cat mai
multi parametrii ai turbomotorului, putand intervenii asupra unor constante in timp real, fara ai
perturba functionalitatea.

Procese tranzitorii si legile de reglare ale turbomotoarelor de aviatie 51/51 8. Bibliografie.
[1] Gennady G. Kulikov, Haydn A. Thompson, – Dynamic modelling of gas turbines, Editura
Springer, 2004 , ISBN 978 -1-84996 -914-7
[2] Buruiana M – Jet engine control Systems , Editura Universitatea Politehnica Bucuresti –
1997,
[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., Silivestru V., Leventiu C., Dinu C., Gazodinamica tranzito rie a
turbomotoarelor , Editura Printech, Bucuresti – 2005, ISBN 973 -718-185-9,
[5] Silivestru V., Teza de Doctorat – Reglajul motoarelor aeroreactoare cu aplicatii la regimurile
dinamice in vederea definirii regimurilor tranzitorii, Bucuresti 1987,
[6] Rolls -Royce – The jet engine, Copyright © Rolls -Royce plc 1986, ISBN 0902121 235,
[7] D. Goldsmith, J. Brusey, J. Shuttleworth, E. Gaura, R. Hazelden, M. Langley, Wireless
instrumentation for aerospace applications – thermal monitoring for a gas turbine engine ,
WiSIG Showcase, Teddington, UK, deposited in CURVE August 2013;
[8] H.H. Khalili, P.R. Green, D. George, G. Watson, W. Schiffers, Wireless Sensor Networks
for Monitoring Gas Turbine Engines During Development , 2017 IEEE Symposium on
Computers and Communications (ISCC), Heraklion, Greece;
[9] B.W. Harris, Fiber Optics for Flight Control Systems, M.Sc. Thesis, University of Dayton,
Dayton OH, December 2014;
[10]https://www.glenair.com/fiberoptics/mil -dtl-38999 -type-fiber -optic -connectors -termini –
cables.htm ;
[11] https://cdn.glenair.com/fiberoptics/pdf/b/180 -091.pdf
[12] http://www.fibersystems.com/products -by-category/physical -contact -connectors/
[13] https://www.ppc -online.com/blog/picking -the-right -fiber -connector -pc-upc-or-apc
[14] https://www.cablinginstall.com/articles/2012/05/non -contact -fiber-optic.html
[15]http://www.arrayedfiberoptics.com/documents/NC_MPO_Press_Release_V1_English_Int
ernal_Use.pdf
[16] J.G. Zhang, Design Issues for M IL-STD-1773 Optical Fiber Avionics Data Buses , IEEE
Aerospace and Electronic Systems Magazine, Vol. 13, Issue 13, pp. 25 -32, 1998;