CÁC HỆ THỐNG TRÊN MÁY BAY ĐỘNG CƠ VÀ ĐIỀU KHIỂN ĐỘNG CƠ TRÊN MÁY BAY A320 Giảng viên hướng dẫn: TS. Hà Mạnh Tuấn Sinh viên thực hiện: Nguyễn Viết Nghĩa Võ Tá Quyền NỘI DUNG 1. Tổng quan về động cơ 2. Hệ thống điều khiển động cơ toàn quyền kĩ thuật số (FADEC) 3. Hệ thống điều khiển lực đẩy 4. Hệ thống nhiên liệu 5. Hệ thống dầu 6. Hệ thống chích khí 7. Hệ thống đảo chiều lực đẩy 8. Đánh lửa và khởi động 9. Điều khiển và hiển thị Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 2 Giới thiệu Mig-23 Mikoyan-Gurevich MiG-23: mẫu máy bay tiêm kích cánh cụp hoặc cánh xòe một động cơ được Liên Xô phát triển vào những năm 1970. Đây cũng là mẫu tiêm kích đầu tiên của Liên Xô được trang bị hệ thống radar phát hiện, theo dõi, khóa, ngắm bắn và tiêu diệt mục tiêu ở ngoài tầm “nhìn” của radar. Trong suốt thời gian hoạt động của mình Liên Xô đã sản xuất tổng cộng 5.047 chiếc MiG-23. Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 3 Giới thiệu Mig-23 • • • • • • • • Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ Chiều dài: 16.70 m (56 ft 9.5) Sải cánh: cánh xòe 13.97 m (45 ft 10 in) Chiều cao: 4.82 m (15 ft 9.75 in) Diện tích cánh: xòe 37.35 m², cụp 34.16 m (402.05 ft² / 367.71 ft²) Trọng lượng rỗng: 9.595 kg (21.153 lb) Trọng lượng cất cánh: 15.700 kg (34.612 lb) Trọng lượng cất cánh tối đa: 18.030 kg (39.749 lb) Động cơ: 1× Khatchaturov R-35-300, lực đẩy 83.6 kN và 127 kN khi đốt nhiên liệu phụ trội (18.850 lbf / 28.700 lbf) 4 Giới thiệu Mig-23 Vận tốc cực đại: Mach 2.4 2.445 km/h trên đất liền; Mach 1.14, 1.350 km/h trên biển (1.553 mph / 840 mph) Tầm bay: 1.150 km với 6 tên lửa AAM, 2.820 km (570 mi / 1.750 mi) Trần bay: 18.500 m (60.695 ft) Vận tốc lên cao: 240 m/s (47.245 ft/phút) Lực nâng của cánh: 420 kg/m² (78.6 lb/ft²) Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 5 Tổng quan động cơ Khachaturov R-35-300 Máy bay chiến đấu MiG-23ML (mã NATO "FLOGGER G" ) được tạo ra vào năm 1976 bằng cách tái chế máy bay chiến đấu MiG-23M. Thay đổi cơ bản trong thiết kế của tiêm kích MiG-23ML so với biến thể trước đó của MiG-23M là việc sử dụng động cơ tăng áp phản lực đơn mới cho máy bay R-35-300 và làm nhẹ thiết kế khung máy bay, dẫn đến giảm tổng trọng lượng của MiG23ML. Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 6 Tổng quan động cơ Khachaturov R-35-300 Động cơ phản lực tăng áp của máy bay R-35-300 là động cơ một phản lực, trục đôi với máy nén hướng trục mười một cấp, buồng đốt chính hình khuyên, tuabin khí làm mát hướng trục hai cấp kiểu phản ứng, hệ thống đầu ra với bộ đốt sau và đầu ra liên tục thay đổi. Động cơ tăng áp cho máy bay một phản lực R-35-300 được tạo ra tại văn phòng thiết kế TUMANSKÝ nổi tiếng của Liên Xô dưới sự lãnh đạo của nhà thiết kế chính K. CHAČATUROV vào cuối những năm 70. Động cơ phản lực đơn này được thiết kế để kế thừa trực tiếp động cơ R-29-300. CHAČATUROV đã tăng lực đẩy tối đa F T = 84 kN và ở chế độ đốt sau F T, PS= 127,5 kN với mức tiêu hao nhiên liệu riêng giảm đáng kể. Sơ đồ cấu tạo cơ bản của động cơ đã được giữ nguyên từ động cơ R-29-300. Việc làm mát của tuabin khí đã được cải thiện đáng kể, điều này có thể làm tăng nhiệt độ của khí ở phía trước tuabin khí, và do đó lực đẩy của động cơ lớn nhất. Những sửa đổi đối với hệ thống điều khiển động cơ đã giúp giảm mức tiêu thụ nhiên liệu cụ thể và tăng độ tin cậy của động cơ R-35-300. Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 7 Các thông số cơ bản của động cơ Lực đẩy động cơ ở chế độ tối đa F T, MAX. = 84 kN Lực đẩy động cơ ở chế độ có buồng đốt phụ F T, PS = 127,5 kN Tốc độ rôto thấp áp ở chế độ tối đa n 1, tối đa. = 8268 phút. -1 Tốc độ rôto cao áp ở chế độ tối đa n 2, tối đa. = 8558 phút. -1 Nhiệt độ khí tối đa phía trước tuabin t 3c, tối đa. = 1117 ° C Nhiệt độ khí tối đa phía sau tuabin t 4c, tối đa. = 960 ° C Mức tiêu hao nhiên liệu riêng ở chế độ tối đa c m, MAX = 0,0942 kg.N 1 .h -1 Mức tiêu hao nhiên liệu riêng ở chế độ có buồng đốt phụ c m, PS = 0,198 kg.N 1 .h -1 Tỉ số nén tối đa của máy nén π KC = 13 Cấp khí cho động cơ ở chế độ cực đại Q v = 110 kg.s -1 Tổng chiều dài động cơ L = 4991 mm Đường kính động cơ tối đa D MAX = 908 mm Đường kính đầu vào động cơ D 1 = 846 mm Trọng lượng khô của động cơ G = 1765 kg Tổng trọng lượng động cơ G tối đa = 1930 kg Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 8 Máy nén Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 9 Buồng đốt • Buồng đốt chính của động cơ R-35-300 dạng hình xuyến bao gồm một thân, 18 đầu phun nhiên liệu và 2 bộ đánh lửa. • Buồng đốt phụ có hệ thống vòi phun nhiên liệu và 2 bộ đánh lửa. Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 10 TUABIN • Tua bin khí của động cơ R-35-300 là loại phản lực hướng trục, hai trục, hai cấp, làm mát. • Bằng việc làm mát hiệu quả ở tuabin và chất lượng vật liệu tốt hơn, có thể làm tăng nhiệt độ của dòng khí trước tuabin và dẫn tới làm tăng lực đẩy động cơ. • Tầng tuabin cao áp có một tầng, một trục, có vách ngăn và cánh quạt được làm mát. Việc làm mát các vách ngăn và cánh quạt của tuabin cao áp được cung cấp bằng dòng khí mát được cung cấp từ dòng không khí thứ cấp trong buồng đốt chính. • Lượng không khí làm mát được điều chỉnh tùy thuộc vào nhiệt độ của dòng khí phía sau tuabin Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 11 TUABIN • Rotor của tuabin cao áp có thiết kế dạng đĩa. Bằng một khớp nối, trục của tuabin cao áp được nối với trục của máy nén cao áp. Rotor của tuabin cao áp được lắp trên ổ bi hai dãy và trên ổ lăn. • Tuabin thấp áp của động cơ cũng được làm mát bằng không khí từ dòng thứ cấp trong buồng đốt chính • Trục rotor của tuabin khí thấp áp được nối với trục của máy nén thấp áp bằng khớp nối và được gắn trên các vòng bi, ổ trục. • Việc làm mát các ổ trục tuabin được đảm bảo bởi dầu tuần hoàn và không khí làm mát được lấy từ tầng thứ 5 của mát nén, đồng thời tạo áp suất lên các phớt dầu. Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 12 CÁC HỆ THỐNG TRONG ĐỘNG CƠ Hệ thống dầu • Hệ thống dầu động cơ bao gồm một nhánh chính và một nhánh phụ. Nhánh chính của hệ thống dầu giúp bôi trơn và làm mát các ổ trục, bánh răng động cơ. Nhánh này của hệ thống dầu hoạt động trong mọi chế độ hoạt động của động cơ. Nhánh phụ của hệ thống dầu đảm bảo bôi trơn và làm mát các ổ trục và bánh răng của bộ khởi động tuabin "TS-21". Nhánh này của hệ thống dầu chỉ hoạt động khi khởi động động cơ. • Nhánh chính của hệ thống dầu động cơ bao gồm bộ làm mát nhiên liệu/dầu, thùng chứa dầu, bộ lọc, bộ xả ly tâm, bơm hút dầu hỗ trợ phía trước và các vòi phun dầu. Áp suất dầu làm việc là po = 0,2 đến 0,4 MPa. Dầu sử dụng là "VNII-NP-50-1-4F" hoặc "IPM-10". • Nhánh phụ của hệ thống dầu bao gồm thùng dầu, bơm dầu có van giảm áp, van điện từ đóng ngắt, bơm dầu hút của bộ khởi động tuabin và bơm dầu phụ. Áp suất làm việc trong hệ thống dầu phụ là p o = 0,2 ± 0,05 MPa. Dầu sử dụng là "VNII-NP-50-1-4F" hoặc "IPM-10". Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 13 CÁC HỆ THỐNG TRONG ĐỘNG CƠ Hệ thống nhiên liệu • Hệ thống nhiên liệu động cơ R-35-300 cung cấp nguồn cung cấp nhiên liệu được điều chỉnh cho động cơ tùy thuộc vào chế độ đã chọn và điều kiện bay của máy bay. • Hệ thống nhiên liệu của động cơ được chia thành hệ thống nhiên liệu áp suất thấp, hệ thống nhiên liệu áp suất cao, hệ thống cung cấp nhiên liệu có điều khiển đến buồng đốt chính, hệ thống cung cấp nhiên liệu có kiểm soát tới buồng đốt sau, hệ thống điều khiển đường kính vòi ra tới hạn, hệ thống đo và điều khiển nhiệt độ khí phía sau tuabin, hệ thống chống bơm của động cơ và hệ thống nhiên liệu thải. • Hệ thống nhiên liệu áp suất thấp đảm bảo cung cấp nhiên liệu, được cung cấp từ các thùng nhiên liệu của máy bay MiG-23ML đến các đơn vị riêng lẻ của hệ thống nhiên liệu động cơ. Hệ thống áp suất nhiên liệu thấp bao gồm một bơm cung cấp nhiên liệu "DCN - 76A", một bộ lọc nhiên liệu trung tâm và một van tuần hoàn. Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 14 CÁC HỆ THỐNG TRONG ĐỘNG CƠ Hệ thống nhiên liệu • Hệ thống nhiên liệu áp suất cao được sử dụng để cung cấp nhiên liệu cho buồng đốt chính, cho hệ thống cấp nhiên liệu cho buồng đốt sau và cho hệ thống nhiên liệu điều khiển ống đẩy đầu ra. Hệ thống nhiên liệu áp suất cao bao gồm một bơm ly tâm "CN-55A" và một bơm nhiên liệu cao áp piston "ND-55F". Các bơm nhiên liệu này hoạt động đồng thời và dự phòng lẫn nhau. • Hệ thống nhiên liệu của hệ thống cung cấp nhiên liệu điều hòa cho buồng đốt chính đảm bảo cho động cơ hoạt động ở các chế độ làm việc ổn định. • Hệ thống cung cấp nhiên liệu cho buồng đốt sau của động cơ đảm bảo việc đóng mở bộ đốt sau và điều tiết lượng nhiên liệu cung cấp cho buồng đốt sau phụ thuộc vào vị trí của cần điều khiển động cơ và giá trị của áp suất khí sau máy nén động cơ Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 15 CÁC HỆ THỐNG TRONG ĐỘNG CƠ Hệ thống khởi động • Hệ thống khởi động động cơ R-35-300 làm quay rôto cao cáp của động cơ, đốt cháy hỗn hợp nhiên liệu / không khí trong buồng đốt chính, điều chỉnh lượng nhiên liệu cung cấp cho buồng đốt chính khi khởi động động cơ và chuyển sang chế độ không tải của động cơ. Động cơ có thể được khởi động bằng nguồn điện bên ngoài hoặc từ pin trên bo mạch. Hệ thống khởi động động cơ bao gồm bộ Turbine Starter "TS-21" , hệ thống nhiên liệu khởi động, hệ thống ôxy của động cơ và hệ thống cung cấp nhiên liệu điều hòa cho buồng đốt chính. • Khi khởi động động cơ trên mặt đất, bộ khởi động tuabin "TS-21" làm quay rôto áp suất cao. Bộ khởi động tuabin "TS-21" tự động tắt khi đạt đến tốc độ n 2 > 40% hoặc trên cơ sở tín hiệu thời gian sau 40 giây kể từ khi bắt đầu quá trình khởi động. Nhiệt độ khí lớn nhất phía sau tuabin khí của động cơ lúc khởi động là t 4c= 650 ° C. Bộ khởi động tuabin "TS-21" không được sử dụng khi khởi động động cơ trong chuyến bay. Thời gian khởi động động cơ trên mặt đất tối đa là 50 giây, trong chuyến bay là 30 giây. Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 16 Ưu nhược điểm • Ưu điểm: Kết cấu đơn giản và tỉ số trọng lượng/công suất nhỏ Tốc độ trèo lấy độ cao lớn hơn Bảo trì thấp và chi phí thấp Có thể hoạt động ở tốc độ cao Nhược điểm: Hiệu suất lực đẩy thấp khi di chuyển ở tốc độ thấp Suất tiêu hao nhiên liệu riêng cao khi ở độ cao thấp và tốc độ dòng khí thấp - Cần thời gian cất cánh dài - Tiếng ồn rất lớn • - Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ 17 EM XIN TRÂN TRỌNG CẢM ƠN!