RU2022144C1

RU2022144C1 - Automatic control system of turboprop engine parameters

Info

Publication number: RU2022144C1
Authority: RU
Inventors: Ю.М. Гусев; И.В. Даутов; В.Н. Ефанов; В.Г. Крымский; Е.В. Распопов; О.Л. Свитский
Original assignee: Ефанов Владимир Николаевич
Priority date: 1992-03-31
Filing date: 1992-03-31
Publication date: 1994-10-30

Abstract

FIELD: control of parameters of flying vehicle turboprop engines. SUBSTANCE: automatic control system of turboprop engine parameters is additionally provided with first and second summing amplifiers, sensor of pressure of stagnant flow after the turbine, sensor of temperature of stagnant flow after the turbine, sensor of rate of flow of fuel to the combustion chamber. Nozzle thrust computer has first and second sivision units, multilevel switch, first, second and third multiplication units, function generator which is used for extraction of the root and first and second subtraction units. EFFECT: enhanced efficiency. 2 cl, 11 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области автоматики авиационных силовых установок и предназначено для управления параметрами турбовинтовых двигателей летательных аппаратов с двумя соосными воздушными винтами. The invention relates to the field of automation of aircraft power plants and is intended to control the parameters of turboprop engines of aircraft with two coaxial propellers.

Известна система автоматического управления двигателем с воздушным винтом [1], содержащая изодромный гидромеханический регулятор шага винта, задатчик частоты вращения винта, золотниково-дроссельный элемент сравнения и центробежный измеритель частоты вращения винта, причем выход центробежного измерителя частоты вращения винта соединен с первым входом золотниково-дроссельного элемента сравнения, со вторым входом которого соединен выход задатчика частоты вращения винта, а выход золотниково-дроссельного элемента сравнения соединен со входом изодромного гидромеханического регулятора шага винта. В данной системе осуществляется стабилизация частоты вращения винта n_в путем изменения угла φ установки лопастей винта, которое производится изодромным гидромеханическим регулятором шага винта в зависимости от отклонения фактической частоты вращения винта, измеряемой с помощью центробежного измерителя, от заданной частоты вращения винта, определяемой задатчиком.A known system of automatic control of an engine with a propeller [1], comprising an isodromic hydromechanical screw pitch regulator, a rotor speed adjuster, a spool-throttle reference element and a centrifugal rotor speed meter, the output of a centrifugal rotor speed meter being connected to the first input of the spool-throttle a comparison element, with the second input of which the output of the rotor speed adjuster is connected, and the output of the spool-throttle comparison element is connected to the input of the isodromic hydromechanical screw pitch regulator. This stabilization system is performed the rotational speed n _propeller by changing the angle φ Fitting propeller blades, which is made PID regulator hydromechanical propeller pitch depending on the deviation of the actual rotational frequency of the screw, measured by centrifugal meter from a given screw speed, determined setter.

Известна система автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя с двумя соосными винтами изменяемого шага с приводом от дифференциального редуктора [2], содержащая электромеханические датчики частот вращения переднего и заднего соосных воздушных винтов, электронные задатчики частот вращения переднего и заднего воздушных винтов, первый, второй и третий электронные элементы сравнения, первый и второй электронные изодромные регуляторы шага винта, первый и второй исполнительные механизмы изменения шага винта, дозирующее устройство, электронный изодромный регулятор расхода топлива в камеру сгорания, электронное программное задающее устройство расхода топлива в камеру сгорания двигателя. Выход электромеханического датчика частоты вращения переднего винта соединен с первым входом первого электронного элемента сравнения, со вторым входом которого соединен выход электронного задатчика частоты вращения заднего винта. Выходы первого и второго электронных элементов сравнения соединены со входами соответствующих электронных изодромных регуляторов шага винта. Выход каждого электронного изодромного регулятора шага винта соединен со входом соответствующего исполнительного механизма изменения шага винта. Выход электронного программного задающего устройства расхода топлива в камеру сгорания соединен со вторым входом третьего электронного элемента сравнения, с первым входом которого соединен выход изодромного электронного регулятора расхода топлива в камеру сгорания. Выход третьего электронного элемента сравнения соединен со входом изодромного электронного регулятора расхода топлива в камеру сгорания, выход электронного изодромного регулятора расхода топлива в камеру сгорания соединен со входом дозирующего устройства. Углы φ_n, φ_з установки лопастей переднего и заднего воздушных винтов управляются электронными изодромными регуляторами шага винта в зависимости от рассогласований между заданными и фактическими значениями частот вращения переднего и заднего воздушных винтов n_вп, n_вз. В этой системе осуществляется управление величиной расхода топлива G_т в камеру сгорания двигателя согласно закону G_т/P_к* = f (π_к*) (где Р_к* - давление воздуха за компрессором, π_к* - степень сжатия воздуха в компрессоре), который формируется в электронном программном задающем устройстве расхода топлива в камеру сгорания [3]. Использование этого закона управления величиной расхода топлива G_т обеспечивает получение требуемых тяговых характеристик двигателя без нарушения прочностных ограничений и снижения надежности работы двигателя, которые вызываются одним или несколькими из следующих факторов: уменьшением запаса газодинамической устойчивости, что ограничивает максимальную величину расхода топлива G_т в камеру сгорания; жаропрочностью лопаток турбины, что ограничивает температуру газа; механической прочностью, что ограничивает допустимые превышения частотой вращения ее максимальных значений; возможностью срыва процесса горения топлива в камере сгорания, что ограничивает снизу минимальную и сверху максимальную величину расхода топлива в камеру сгорания.A known system for automatically controlling the parameters of a turboprop engine with two coaxial variable-pitch propellers driven by a differential gearbox [2], comprising electromechanical sensors for the rotational speeds of the front and rear coaxial propellers, electronic speed controllers for the front and rear propellers, the first, second and third electronic comparison elements, the first and second electronic isodromic screw pitch controllers, the first and second actuators of screw pitch change, dosing its device, an electronic isodromic regulator of fuel consumption in the combustion chamber, an electronic software setting device for fuel consumption in the combustion chamber of the engine. The output of the electromechanical sensor of the rotor speed of the front screw is connected to the first input of the first electronic comparison element, the second input of which is connected to the output of the electronic rotor speed of the rear screw. The outputs of the first and second electronic comparison elements are connected to the inputs of the corresponding electronic isodromic pitch adjusters. The output of each electronic isodromic pitch control of the screw is connected to the input of the corresponding actuator for changing the pitch of the screw. The output of the electronic software driver fuel consumption in the combustion chamber is connected to the second input of the third electronic comparison element, the first input of which is connected to the output of the isodromic electronic fuel flow regulator in the combustion chamber. The output of the third electronic comparison element is connected to the input of the isodromic electronic fuel flow regulator to the combustion chamber, the output of the electronic isodromic fuel flow regulator to the combustion chamber is connected to the input of the metering device. The angles φ _n , φ _{z of the} installation of the front and rear propeller blades are controlled by electronic isodromic pitch adjusters depending on the discrepancies between the set and actual values of the rotational speeds of the front and rear propellers n _vp , n _rev . In this system, the amount of fuel consumption G _t in the combustion chamber of the engine is controlled according to the law G _t / P _k * = f (π _k *) (where P _k * is the air pressure behind the compressor, π _k * is the air compression ratio in the compressor) , which is formed in an electronic software setting device for fuel consumption in the combustion chamber [3]. Using this law of control of the fuel consumption value G _t provides the required engine traction without violating the strength constraints and reducing engine reliability, which are caused by one or more of the following factors: a decrease in the gas-dynamic stability margin, which limits the maximum fuel consumption G _t to the combustion chamber ; the heat resistance of the turbine blades, which limits the temperature of the gas; mechanical strength, which limits the permissible excess speed of its maximum values; the possibility of disruption of the fuel combustion process in the combustion chamber, which limits below the minimum and above the maximum value of fuel consumption in the combustion chamber.

Описанные выше системы обладают тем недостатком, что процессы набора и сброса мощности N в них, а также отработка внешних возмущающих воздействий, сопровождаются несогласованным изменением углов установок φ_n, φ_з лопастей винтов (в первой системе - угла установки φ лопастей винта) и частот вращений n_вn, n_вз воздушных винтов (в первой системе - частоты вращения n_в винта), что приводит к существенным колебаниям тяги, развиваемой силовой установкой. Кроме того, управление тягой в описанных системах осуществляется косвенно за счет поддержания заданными других параметров двигателя, что не обеспечивает требуемой точности управления тягой в широком диапазоне изменения условий полета и режимов работы двигателя.The systems described above have the disadvantage that the processes of gaining and dropping the power N in them, as well as the development of external disturbances, are accompanied by an inconsistent change in the installation angles φ _n , φ _З of the screw blades (in the first system, the angle of installation of φ rotor blades) and rotational frequencies _BN n, n propellers _taken (in the first system - the rotational speed n _in the screw) that leads to significant fluctuations in the thrust developed by the power plant. In addition, thrust control in the described systems is carried out indirectly by maintaining other engine parameters specified, which does not provide the required thrust control accuracy over a wide range of flight conditions and engine operating conditions.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению по технической сущности является выбранная в качестве прототипа система автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя с винтовентилятором [4], содержащая электромеханические датчики частот вращения переднего и заднего воздушных винтов, электронные задатчики частот вращений переднего и заднего воздушных винтов, первый, второй, третий, четвертый электронные элементы сравнения, первый, второй электронные изодромные регуляторы шага винта, первый, второй исполнительные механизмы изменения шага винта, электронный изодромный регулятор расхода топлива в камеру сгорания, электронное программное задающее устройство расхода топлива в камеру сгорания, электронный селектор, дозирующее устройство, электронное программное задающее устройство тяги, электронный интегратор, масштабный усилитель электрических сигналов, датчик тяги винтов, вычислитель тяги сопла, датчик давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н, датчик температуры невозмущенного потока воздуха на высоте Н, датчик температуры заторможенного потока воздуха на высоте Н, датчик давления заторможенного потока воздуха на входе в двигатель, датчик давления заторможенного потока за компрессором, датчик скорости полета. Выход электромеханического датчика частоты вращения переднего винта соединен с инвертирующим входом первого электронного элемента сравнения, с неинвертирующим входом которого соединен выход электронного задатчика частоты вращения переднего винта. Выход электромеханического датчика частоты вращения заднего винта соединен с инвертирующим входом второго электронного элемента сравнения, с неинвертиpующим входом которого соединен выход электронного задатчика частоты вращения заднего винта. Выходы первого и второго электронных элементов сравнения соединены со входами соответствующих электронных изодромных регуляторов шага винта. Выход каждого электронного изодромного регулятора шага винта соединен со входом соответствующего исполнительного механизма изменения шага винта. Выход электронного программного задающего устройства расхода топлива в камеру сгорания соединен с неинвертирующим входом третьего электронного элемента сравнения, с инвертирующим входом которого соединен выход электронного изодромного регулятора расхода топлива в камеру сгорания. Выход третьего электронного элемента сравнения соединен со входом электронного изодромного регулятора расхода топлива в камеру сгорания. Выход датчика тяги винтов соединен с первым инвертирующим входом четвертого электронного элемента сравнения, со вторым инвертирующим входом которого соединен выход вычислителя тяги сопла, с первым входом которого соединен датчик температуры невозмущенного потока воздуха на высоте Н, со вторым входом - датчик давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н, с третьим входом - датчик температуры заторможенного потока воздуха на высоте Н, с четвертым входом - датчик давления заторможенного потока воздуха на входе в двигатель, с пятым входом - датчик скорости полета, с шестым входом - датчик давления заторможенного потока за компрессором. Выход электронного программного задающего устройства тяги соединен с неинвертирующим входом четвертого электронного элемента сравнения, выход которого соединен со входом электронного интегратора. Выход электронного интегратора соединен со входом масштабного усилителя электрических сигналов, выход электронного изодромного регулятора расхода топлива в камеру сгорания - с первым входом электронного селектора, со вторым входом которого соединен выход масштабного усилителя электрических сигналов. Выход электронного селектора соединен со входом дозирующего устройства. Closest to the proposed technical solution, the technical essence is the system of automatic control of the parameters of a turboprop engine with a fan fan [4], selected as a prototype, containing electromechanical sensors of the rotational speeds of the front and rear propellers, electronic speed controllers of the front and rear propellers, first, second , third, fourth electronic components of comparison, the first, second electronic isodromic pitch adjusters of the screw, first, second execute mechanisms for changing the pitch of the screw, electronic isodromic regulator of fuel consumption in the combustion chamber, electronic software driver for fuel consumption in the combustion chamber, electronic selector, metering device, electronic software driver for traction, electronic integrator, large-scale amplifier of electrical signals, screw traction sensor, calculator nozzle thrust, pressure sensor of undisturbed air flow at a height of H, temperature sensor of undisturbed air flow at a height of H, temperature sensor inlet air flow at height H, inlet air pressure sensor for engine inlet, inlet air pressure sensor behind compressor, airspeed sensor. The output of the electromechanical front screw rotational speed sensor is connected to the inverting input of the first electronic comparison element, with the non-inverting input of which the output of the front rotor electronic speed adjuster is connected. The output of the electromechanical rear screw rotational speed sensor is connected to the inverting input of the second electronic comparison element, with the non-inverting input of which the output of the rear rotor electronic speed adjuster is connected. The outputs of the first and second electronic comparison elements are connected to the inputs of the corresponding electronic isodromic pitch adjusters. The output of each electronic isodromic pitch control of the screw is connected to the input of the corresponding actuator for changing the pitch of the screw. The output of the electronic software driver for the fuel consumption in the combustion chamber is connected to the non-inverting input of the third electronic comparison element, with the inverting input of which the output of the electronic isodromic controller of the fuel consumption in the combustion chamber is connected. The output of the third electronic comparison element is connected to the input of the electronic isodromic regulator of fuel consumption in the combustion chamber. The output of the screw draft sensor is connected to the first inverting input of the fourth electronic comparison element, with the second inverting input of which the output of the nozzle calculator is connected, with the first input of which the temperature sensor of the undisturbed air flow at height H is connected, and the second input is the pressure sensor of the undisturbed air flow at height N, with a third input - a temperature sensor of inhibited air flow at a height of H, with a fourth input - a pressure sensor of inhibited air flow at the engine inlet, with a fifth input odom - a flight speed sensor, with a sixth input - a pressure sensor of the inhibited flow behind the compressor. The output of the electronic traction driver is connected to the non-inverting input of the fourth electronic comparison element, the output of which is connected to the input of the electronic integrator. The output of the electronic integrator is connected to the input of a large-scale amplifier of electric signals, the output of the electronic isodromic regulator of fuel consumption in the combustion chamber is connected to the first input of the electronic selector, the output of the scale amplifier of electrical signals is connected to its second input. The output of the electronic selector is connected to the input of the metering device.

Данная система обладает тем недостатком, что в процессе сброса или набора мощности N, а также при отработке внешних возмущающих воздействий, вследствие несогласованного изменения углов установки лопастей винтов и частот вращений переднего и заднего воздушных винтов, происходят колебательные движения со значительными отклонениями указанных газодинамических параметров от заданных величин, что приводит к забросам по частотам вращения около 10% и к забросам углов установки лопастей до 20%. Это вызывает значительные до 30% колебания тяги, развиваемой силовой установкой. This system has the disadvantage that in the process of resetting or gaining power N, as well as during the development of external disturbances, due to an uncoordinated change in the installation angles of the rotor blades and the rotational frequencies of the front and rear propellers, oscillatory movements occur with significant deviations of the specified gas-dynamic parameters from the set values, which leads to casts in rotation frequencies of about 10% and to casts in the angles of installation of the blades up to 20%. This causes a significant up to 30% fluctuation in traction developed by the power plant.

Другой недостаток данной системы обусловлен тем, что вследствие функционирования используемого в ней вычислителя тяги сопла реализуется алгоритм вычисления тяги сопла R_с по упрощенным формулам, аппроксимирующим зависимость приведенной тяги сопла R_cпр от суммарной степени

повышения давления воздуха в компрессорах с постоянными коэффициентами для всех режимов работы и условий полета, что не позволяет обеспечить требования к погрешности поддержания заданного значения тяги не более 2% на всех режимах работы [2]. В данной системе [4] предусматривается расчет реактивной тяги сопла по формуле:
R_c=R

-G_в·20,05·M

где R

= -e+n

+m

l = 46,952;
m = 0,83;
n = 9,413;
δ =

причем
G_в=G

где G

=a+b

a = 7,1667;
b = 0,9556.Another disadvantage of this system stems from the fact that due to the operation of the calculator used therein thrust nozzle implemented algorithm for calculating the thrust nozzle _with R simplified formulas for approximating dependence of the reduced thrust nozzle R _cref the total degree

increasing air pressure in compressors with constant coefficients for all operating modes and flight conditions, which does not allow to provide requirements for the error in maintaining the set thrust value of no more than 2% in all operating modes [2]. In this system [4] provides for the calculation of jet thrust nozzle according to the formula:
R _c = R

-G _at 20.05 M

where r

= -e + n

+ m

l = 46.952;
m = 0.83;
n = 9.413;
δ =

moreover
G _in = G

where g

= a + b

a = 7.1667;
b = 0.9556.

Здесь Р_н, Т_н - давление и температура воздуха невозмущенного потока на высоте Н, М_n - число Маха полета, G_в - расход воздуха через двигатель, G_впр - приведенный расход воздуха через двигатель, Р_вх* - давление воздуха заторможенного потока на входе в двигатель, Т_н* - температура воздуха заторможенного потока на высоте Н.Here R _n , T _n are the pressure and air temperature of the unperturbed flow at an altitude of H, M _n is the flight Mach number, G _in is the air flow through the engine, G _forwards is the reduced air flow through the engine, P _in * is the air pressure of the inhibited flow at the engine inlet, T _n * is the air temperature of the inhibited flow at a height of N.

Таким образом, в прототипе требуемая точность вычисления тяги сопла может быть обеспечена лишь на расчетном и близких к расчетному установившихся режимах работы двигателя. Thus, in the prototype, the required accuracy of calculating the thrust of the nozzle can be ensured only at the calculated and close to the calculated steady-state operating modes of the engine.

Необходимость обеспечения требуемой точности вычисления реактивной тяги (тяги сопла) для всех режимов работы и условий полета, несмотря на то, что она составляет 10-15% от тяги двигателя, обосновывается следующими расчетами. The need to ensure the required accuracy in calculating jet thrust (nozzle thrust) for all operating modes and flight conditions, despite the fact that it is 10-15% of the engine thrust, is justified by the following calculations.

Тяга двигателя складывается из тяги винтов R_в и реактивной тяги R_с:
R

= R_в + R_с.The engine thrust consists of the thrust of screws R _in and jet thrust R _with :
R

= R _in + R _s .

Погрешность управления тягой определяется следующим выражением
δ R

= K₁ δ R_в+K₂ δ R_c , где K₁=

=(0.85÷0.9); K₂=

=(0.1÷0.15) - коэффициенты влияния соответствующих составляющих полной тяги; δR_в, δR_c - погрешности измерения, соответственно, тяги винтов и тяги сопла.Traction control error is determined by the following expression
δ R

= K ₁ δ R _at + K ₂ δ R _c , where K ₁ =

= (0.85 ÷ 0.9); K ₂ =

= (0.1 ÷ 0.15) are the influence coefficients of the corresponding components of the full thrust; δR _in , δR _c - measurement errors, respectively, propeller thrust and nozzle thrust.

Учитывая, что погрешность поддержания заданного значения тяги двигателя для всех режимов работы и условий полета двигателя не должна превышать 2%, можно записать:
δ R

= K₁ ^. δR_в + K₂ δR_c ≅ 2% Отсюда: δR_c≅

Так как точность измерения тяги винтов не превышает 2%, то получаем
δR_с≅

≈ (2÷3)%
Цель изобретения - повышение точности управления тягой турбовинтового двигателя за счет согласованного управления его параметрами и обеспечения требуемой точности вычисления тяги сопла в широком диапазоне режимов работы двигателя и условий полета.Given that the error in maintaining the set value of the engine thrust for all operating modes and flight conditions of the engine should not exceed 2%, we can write:
δ R

= K ₁ ^. δR _at + K ₂ δR _c ≅ 2% Hence: δR _c ≅

Since the accuracy of measuring propeller thrust does not exceed 2%, we obtain
δR _s ≅

≈ (2 ÷ 3)%
The purpose of the invention is to increase the accuracy of control of the thrust of a turboprop engine due to the coordinated control of its parameters and to ensure the required accuracy of calculating the thrust of the nozzle in a wide range of engine operating conditions and flight conditions.

Поставленная цель достигается тем, что система автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя, содержащая электромеханические датчики частот вращения переднего и заднего воздушных винтов, электронный датчики частот вращений переднего и заднего воздушных винтов, первый, второй, третий, четвертый электронные элементы сравнения, первый, второй электронные изодромные регуляторы шага винтов, электронный изодромный регулятор расхода топлива в камеру сгорания, первый, второй исполнительные механизмы изменения шага винтов, электронное программное задающее устройство расхода топлива в камеру сгорания, электронный селектор, дозирующее устройство, электронное программное задающее устройство тяги, электронный интегратор, масштабный усилитель электрических сигналов, датчик тяги винтов, вычислитель тяги сопла с пятью входами, датчик давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н, датчик скорости полета. Выход электромеханического датчика частоты вращения переднего винта соединен с инвертирующим входом первого электронного элемента сравнения, с неинвертирующим входом которого соединен выход электронного задатчика частоты вращения переднего винта. Выход электромеханического датчика частоты вращения заднего винта соединен с инвертирующим входом второго электронного элемента сравнения, с неинвертирующим входом которого соединен выход электронного задатчика частоты вращения заднего винта. Выходы первого и второго электронных элементов сравнения соединены со входами соответствующих электронных изодромных регуляторов шага винта. Выход электронного программного задающего устройства расхода топлива в камеру сгорания соединен с неинвертирующим входом третьего электронного элемента сравнения, с инвертирующим входом которого соединен выход электронного изодромного регулятора расхода топлива в камеру сгорания, выход третьего электронного элемента сравнения соединен со входом электронного изодромного регулятора расхода топлива в камеру сгорания. Выход датчика тяги винтов соединен с первым инвертирующим входом четвертого электронного элемента сравнения, со вторым инвертирующим входом которого соединен выход вычислителя тяги сопла с пятью входами, со вторым входом которого соединен датчик давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н. С пятым входом соединен датчик скорости полета. Выход электронного программного задающего устройства тяги соединен с неинвертирующим входом четвертого электронного элемента сравнения. Выход четвертого электронного элемента сравнения соединен со входом электронного интегратора, выход электронного интегратора - со входом масштабного усилителя электрических сигналов. Выход электронного изодромного регулятора расхода топлива в камеру сгорания соединен с первым входом электронного селектора, со вторым входом которого соединен выход масштабного усилителя электрических сигналов. Выход электронного селектора соединен со входом дозирующего устройства, в отличие от прототипа дополнительно содержит первый, второй суммирующие усилители электрических сигналов, датчик давления заторможенного потока за турбиной, датчик температуры заторможенного потока за турбиной, датчик расхода топлива в камеру сгорания. Первые входы первого и второго суммирующих усилителей электрических сигналов соединены соответственно с выходами первого и второго электронных изодромных регуляторов шага винтов. Вторые входы каждого суммирующего усилителя электрических сигналов соединены с выходом электронного интегратора. Выходы первого и второго суммирующих усилителей электрических сигналов соединены соответственно с первым и вторым исполнительными механизмами изменения шага винта. Датчик давления заторможенного потока за турбиной, датчик температуры заторможенного потока за турбиной, датчик расхода топлива в камеру сгорания соединены соответственно с первым, третьим и четвертым входами вычислителя тяги сопла. Вычислитель тяги сопла содержит первый, второй блоки деления, многоуровневый коммутатор, первый, второй, третий блоки умножения, функциональный преобразователь, реализующий операцию извлечения квадратного корня, первый, второй блоки вычитания. Первый вход вычислителя тяги сопла соединен с первым входом первого блока деления, второй вход - со вторыми входами первого блока деления, первого и второго блоков умножения, третий вход - со входом функционального преобразователя, реализующего операцию извлечения квадратного корня, четвертый вход - с инвертирующим входом первого блока вычитания, пятый вход - со вторым входом третьего блока умножения. Выход первого блока деления соединен со входом многоуровневого коммутатора. Первый и второй выходы многоуровневого коммутатора соединены соответственно с первым входом первого блока умножения и первым входом второго блока умножения. Выход второго блока умножения соединен с первым входом второго блока деления. Со вторым входом второго блока деления соединен выход функционального преобразователя, реализующего операцию извлечения квадратного корня. Выход второго блока деления соединен с неинвертирующим входом первого блока вычитания. Выход первого блока вычитания соединен с первым входом третьего блока умножения. Выход третьего блока умножения соединен с инвертирующим входом второго блока вычитания, с неинвертирующим входом которого соединен выход первого блока умножения, выход второго блока вычитания соединен с выходом вычислителя тяги сопла. Введение в систему автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя новых элементов: первого и второго суммирующих усилителей электрических сигналов, датчика давления заторможенного потока за турбиной, датчика температуры заторможенного потока за турбиной, датчика расхода топлива в камеру сгорания, а также использование в заявляемой системе нового вычислителя тяги сопла, содержащего первый, второй блоки деления, многоуровневый коммутатор, первый, второй, третий блоки умножения, функциональный преобразователь, реализующий операцию извлечения квадратного корня, первый, второй блоки вычитания, - позволяет повысить точность управления тягой турбовинтового двигателя за счет согласованного управления его параметрами и обеспечения требуемой точности вычисления тяги сопла в широком диапазоне режимов работы двигателя и условий полета. Согласованное управление обеспечивается за счет того, что информация о процессах в газогенераторе двигателя, полученная с помощью датчиков давления и температуры заторможенного потока за турбиной, датчика давления невозмущенного потока за турбиной, датчика давления невозмущенного потока на высоте Н, датчиков расхода топлива в камеру сгорания и скорости полета, преобразуется вычислителем тяги сопла и подается через четвертый элемент сравнения и электронный интегратор не только на дозирующее устройство расхода топлива в камеру сгорания, но и, через первый и второй суммирующие усилители электрических сигналов, соответственно, на первый и второй исполнительные механизмы шага винта. Тем самым при возникновении возмущений в режиме работы газогенератора происходит изменение расхода топлива, компенсирующее данное возмущение и, кроме того, изменение углов установки лопастей воздушных винтов, компенсирующее изменение частот вращения последних, связанное с изменением крутящего момента турбины. При нарушении заданного режима работы воздушных винтов происходит не только изменение их углов установки соответствующими исполнительными механизмами, но и на основе информации, переданной датчиком тяги винтов с помощью четвертого элемента сравнения, электронного интегратора, масштабного усилителя, электронного селектора, осуществляется изменение расхода топлива в камеру сгорания. Тем самым достигается изменение вращающего момента турбины, способствующего устранению возмущений в работе воздушных винтов. This goal is achieved by the fact that the automatic control system of the parameters of the turboprop engine containing electromechanical sensors of the rotational speeds of the front and rear propellers, electronic sensors of the rotational frequencies of the front and rear propellers, the first, second, third, fourth electronic comparison elements, the first, second electronic isodromic screw pitch regulators, electronic isodromic regulator of fuel consumption in the combustion chamber, first, second actuators for changing pitch of a screw c, electronic software setting device for fuel consumption in the combustion chamber, electronic selector, dosing device, electronic program setting device for draft, electronic integrator, large-scale electric signal amplifier, screw draft sensor, nozzle draft calculator with five inputs, pressure sensor of undisturbed air flow at height H, flight speed sensor. The output of the electromechanical front screw rotational speed sensor is connected to the inverting input of the first electronic comparison element, with the non-inverting input of which the output of the front rotor electronic speed adjuster is connected. The output of the electromechanical rear rotor speed sensor is connected to the inverting input of the second electronic comparison element, with the non-inverting input of which the output of the rear rotor electronic speed adjuster is connected. The outputs of the first and second electronic comparison elements are connected to the inputs of the corresponding electronic isodromic pitch adjusters. The output of the electronic software driver fuel consumption in the combustion chamber is connected to a non-inverting input of the third electronic comparison element, with the inverting input of which is connected the output of the electronic isodromic fuel flow regulator to the combustion chamber, the output of the third electronic comparison element is connected to the input of the electronic isodromic fuel flow regulator in the combustion chamber . The output of the propeller thrust sensor is connected to the first inverting input of the fourth electronic comparison element, the second inverting input of which connects the output of the nozzle thrust calculator with five inputs, the second inlet of which is connected to the pressure sensor of the undisturbed air flow at height N. The flight speed sensor is connected to the fifth input. The output of the electronic traction driver is connected to the non-inverting input of the fourth electronic comparison element. The output of the fourth electronic comparison element is connected to the input of the electronic integrator, the output of the electronic integrator is connected to the input of a large-scale amplifier of electrical signals. The output of the electronic isodromic regulator of fuel consumption in the combustion chamber is connected to the first input of the electronic selector, the second input of which is connected to the output of a large-scale amplifier of electrical signals. The output of the electronic selector is connected to the input of the metering device, unlike the prototype, it additionally contains the first, second summing amplifiers of electrical signals, a pressure sensor for the blocked flow behind the turbine, a sensor for the temperature of the blocked flow behind the turbine, and a fuel consumption sensor to the combustion chamber. The first inputs of the first and second summing amplifiers of electrical signals are connected respectively to the outputs of the first and second electronic isodromic pitch adjusters of the screws. The second inputs of each summing amplifier of electrical signals are connected to the output of an electronic integrator. The outputs of the first and second summing amplifiers of electrical signals are connected respectively to the first and second actuators for changing the pitch of the screw. The pressure sensor for the inhibited flow behind the turbine, the temperature sensor for the inhibited flow behind the turbine, and the fuel consumption sensor in the combustion chamber are connected respectively to the first, third, and fourth inputs of the nozzle draft calculator. The nozzle thrust calculator contains the first, second division blocks, a multi-level switch, the first, second, third multiplication blocks, a functional converter that implements the square root extraction operation, the first, second subtraction blocks. The first input of the nozzle thrust calculator is connected to the first input of the first division block, the second input is to the second inputs of the first division block, the first and second multiplication blocks, the third input is with the input of a functional converter that implements the square root extraction operation, the fourth input is with the inverting input of the first block subtraction, the fifth input - with the second input of the third block of multiplication. The output of the first division unit is connected to the input of a multi-level switch. The first and second outputs of the multi-level switch are connected respectively to the first input of the first multiplication block and the first input of the second multiplication block. The output of the second multiplication block is connected to the first input of the second division block. The output of a functional converter implementing the square root extraction operation is connected to the second input of the second division block. The output of the second division block is connected to the non-inverting input of the first subtraction block. The output of the first subtraction block is connected to the first input of the third multiplication block. The output of the third multiplication unit is connected to the inverting input of the second subtraction unit, with the non-inverting input of which the output of the first multiplication unit is connected, the output of the second subtraction unit is connected to the output of the nozzle thrust calculator. Introduction to the automatic control system of the parameters of the turboprop engine of new elements: the first and second summing amplifiers of electrical signals, the pressure sensor of the blocked flow behind the turbine, the temperature sensor of the blocked flow behind the turbine, the sensor of fuel consumption into the combustion chamber, and the use of a new nozzle draft calculator in the inventive system containing the first, second division blocks, a multi-level switch, the first, second, third multiplication blocks, a functional converter, implementation The square root extraction operation, the first, second subtraction units, allows to increase the accuracy of turboprop engine thrust control by coordinating its parameters and ensuring the required accuracy of nozzle thrust calculation in a wide range of engine operating conditions and flight conditions. Coordinated control is ensured due to the fact that information about the processes in the engine gas generator obtained using pressure sensors and the temperature of the inhibited flow behind the turbine, the pressure sensor of the undisturbed flow behind the turbine, the pressure sensor of the undisturbed flow at a height H, the fuel flow rate sensors in the combustion chamber and speed flight, is converted by the nozzle thrust calculator and fed through the fourth comparison element and the electronic integrator not only to the fuel metering device into the combustion chamber Iya, but also, through the first and second summing amplifiers of electrical signals, respectively, to the first and second actuators pitch of the screw. Thus, when disturbances arise in the operation mode of the gas generator, a change in fuel consumption occurs, compensating for this disturbance and, in addition, a change in the angles of installation of the propeller blades, compensating for the change in the rotational speeds of the latter, associated with a change in the turbine torque. In violation of the specified mode of operation of propellers, not only changes in their installation angles by corresponding actuators occur, but also on the basis of information transmitted by the propeller thrust sensor using the fourth comparison element, an electronic integrator, a scale amplifier, an electronic selector, the fuel consumption in the combustion chamber is changed . Thus, a change in the torque of the turbine is achieved, which helps to eliminate disturbances in the operation of propellers.

Повышение точности вычисления тяги сопла в широком диапазоне изменений условий полета и режимов работы двигателя осуществляется в предлагаемой системе за счет дополнительного измерения расхода топлива G_т в камеру сгорания, температуры газов заторможенного потока Т_т* за турбиной, давление газов заторможенного потока Р_т* за турбиной. Так, измерение расхода топлива G_т позволяет учесть его величину при расчете расхода воздуха G_в через двигатель, измерение давления газов заторможенного потока Р_т* за турбиной позволяет обеспечить требуемую точность вычисления тяги, выделяя в зависимости от режима работы двигателя n интервалов аппроксимации газодинамических характеристик с соответствующими значениями коэффициентов аппроксимации. Измерение температуры газов заторможенного потока Т_т* за турбиной позволяет учитывать при расчете расхода газа G_с через выходное сопло индивидуальные характеристики двигателя, связанные с конкретными условиями теплообмена, полноты сгорания топлива, его теплотворной способности и т.д.The accuracy of calculating the nozzle thrust in a wide range of changes in flight conditions and engine operating conditions is improved in the proposed system by additionally measuring the fuel consumption G _t in the combustion chamber, the gas temperature of the inhibited flow T _t * behind the turbine, the gas pressure of the blocked flow P _t * behind the turbine . So, the measurement of fuel consumption G _t allows you to take into account its value when calculating the air flow G _in through the engine, measuring the gas pressure of the inhibited flow P _t * behind the turbine allows you to provide the required accuracy of thrust calculation, highlighting, depending on the engine operating mode, n intervals of approximation of gas-dynamic characteristics with corresponding values of approximation coefficients. Measurement of the gas temperature of the inhibited flow T _t * behind the turbine makes it possible to take into account, when calculating the gas flow rate G _s, through the outlet nozzle, individual engine characteristics associated with specific conditions of heat transfer, completeness of fuel combustion, its calorific value, etc.

В настоящее время не известны системы автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя с аналогичными признаками. В прототипе также не используются аналогичные элементы - два суммирующих усилителя электрических сигналов, датчики давления и температуры заторможенного потока за турбиной, датчики расхода топлива в камеру сгорания и скорости полета, а также вычислитель тяги сопла, содержащий два блока деления, многоуровневый коммутатор, три блока умножения, функциональный преобразователь, реализующий операцию извлечения квадратного корня, два блока вычитания. Таким образом, заявленное техническое решение соответствует критерию "Новизна". Currently, there are no known systems for automatic control of the parameters of a turboprop engine with similar features. The prototype also does not use similar elements - two summing amplifiers of electrical signals, pressure and temperature sensors of the inhibited flow behind the turbine, fuel consumption sensors in the combustion chamber and flight speed, as well as a nozzle thrust calculator containing two division blocks, a multi-level switch, three multiplication blocks , functional converter that implements the square root extraction operation, two subtraction blocks. Thus, the claimed technical solution meets the criterion of "Novelty."

Известно применение суммирующих усилителей электрических сигналов, датчиков температуры, давления, расхода топлива, функциональных преобразователей, блоков умножения, деления, вычитания в системах автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. Однако в известных системах использование перечисленных блоков не обеспечивает эффекта, заключающегося в повышении точности управления тягой турбовинтового двигателя, во-первых, за счет согласованного управления тягой, частотами вращений и углами установки воздушных винтов двигателя, в результате чего устраняются колебания тяги в процессе набора и сброса мощности, а также при отработке внешних возмущающих воздействий, достигающие в известных системах 30%; во-вторых, за счет более высокой точности измерения тяги сопла в широком диапазоне условий полета и режимов работы двигателя. Данный эффект, т.е. новое свойство, впервые полученный в предлагаемой системе автоматического управления обусловлен, во-вторых, введением в систему автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя с винтовентилятором [4] дополнительно первого и второго суммирующих усилителей электрических сигналов, датчиков давления и температуры заторможенного потока за турбиной, датчика расхода топлива в камеру сгорания, во-вторых, использованием в заявленной системе вычислителя тяги сопла, содержащего первый и второй блоки деления, многоуровневый коммутатор, первый, второй, третий блоки умножения, функциональный преобразователь, реализующий операцию извлечения квадратного корня, первый и второй блоки вычитания, а также образованием из них совокупности путем взаимного соединения и соединения с прототипом. Таким образом, заявленное техническое решение соответствует критерию "Изобретательский уровень". It is known the use of summing amplifiers of electrical signals, temperature sensors, pressure sensors, fuel consumption, functional converters, units of multiplication, division, subtraction in automatic control systems of power plants of aircraft. However, in known systems, the use of these blocks does not provide the effect of increasing the accuracy of control of the turboprop engine thrust, firstly, due to the coordinated control of thrust, rotational speeds and angles of installation of the engine propellers, as a result of which thrust fluctuations are eliminated during recruitment and reset power, as well as during the development of external disturbances, reaching 30% in known systems; secondly, due to higher accuracy of nozzle thrust measurement in a wide range of flight conditions and engine operating modes. This effect, i.e. the new property, first obtained in the proposed automatic control system, is due, secondly, to the introduction of the first and second summing amplifiers of electrical signals, pressure and temperature sensors of the inhibited flow behind the turbine, and a fuel consumption sensor into the automatic control system of the parameters of a turboprop engine with a fan heater [4] into the combustion chamber, secondly, using a nozzle in the inventive thrust calculator system containing the first and second division blocks, a multilevel Mutator, the first, second, third multiplying blocks, function generator that implements the square root extraction operation, the first and second subtraction units, and form a plurality of them by interconnecting and connection to the prototype. Thus, the claimed technical solution meets the criterion of "Inventive step".

На фиг.1 показана функциональная схема системы автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя; на фиг.2 - функциональная схема вычислителя тяги сопла; на фиг.3 - функциональная схема исполнительного механизма изменения шага воздушного винта; на фиг.4 - функциональная схема дозирующего устройства; на фиг.5 - возможная функциональная схема датчика тяги винтов; на фиг.6 - оптимальная программа управления тягой турбовинтового двигателя; на фиг.7 - одна из возможных схем реализации программного задающего устройства тяги; на фиг.8 - возможная функциональная схема датчика давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н; на фиг.9 - возможная принципиальная схема реализации многоуровневого коммутатора, входящего в состав функциональной схемы вычислителя тяги сопла; на фиг.10 - графики газодинамических функций, определяющих величину тяги сопла двигателя; на фиг.11 - процессы сброса мощности турбовинтовым двигателем для предлагаемой системы (кривая С) и системы, выбранной в качестве прототипа (кривая А). Figure 1 shows a functional diagram of a system for automatically controlling the parameters of a turboprop engine; figure 2 - functional diagram of the calculator thrust nozzle; figure 3 is a functional diagram of the actuator changes the pitch of the propeller; figure 4 is a functional diagram of a metering device; figure 5 is a possible functional diagram of the screw traction sensor; figure 6 is an optimal program for controlling traction of a turboprop engine; in Fig.7 - one of the possible schemes for implementing the software setting device traction; on Fig - a possible functional diagram of the pressure sensor unperturbed air flow at a height of H; Fig.9 is a possible schematic diagram of the implementation of a multi-level switch, which is part of the functional diagram of the nozzle thrust calculator; figure 10 - graphs of gas-dynamic functions that determine the magnitude of the thrust of the engine nozzle; 11 - processes of power dumping by a turboprop for the proposed system (curve C) and the system selected as a prototype (curve A).

Система автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя 1 содержит электромеханические датчики частот вращения переднего 2 и заднего 3 воздушных винтов, электронные задатчики частот вращения переднего 4 и заднего 5 воздушных винтов, первый 6, второй 7, третий 8, четвертый 9 электронные элементы сравнения, первый 10, второй 11 электронные изодромные регуляторы шага винтов, электронный изодромный регулятор 12 расхода топлива в камеру сгорания, первый 13, второй 14 суммирующие усилители электрических сигналов, первый 15, второй 16 исполнительные механизмы изменения шага винтов, электронное программное задающее устройство 17 расхода топлива в камеру сгорания, электронный селектор 18, дозирующее устройство 19, электронное программное задающее устройство 20 тяги, электронный интегратор 21, масштабный усилитель 22 электрических сигналов, датчик 23 тяги винтов, вычислитель 24 тяги сопла, датчик 25 давления заторможенного потока за турбиной, датчик 26 давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н, датчик 27 температуры заторможенного потока за турбиной, датчик 28 расхода топлива в камеру сгорания, датчик 29 скорости полета. Выход электромеханического датчика частоты вращения 2 переднего винта соединен с инвертирующим входом первого электронного элемента сравнения 6, с неинвертирующим входом которого соединен выход электронного задатчика 4 частоты вращения переднего винта, выход датчика частоты вращения 3 заднего винта соединен с инвертирующим входом второго электронного элемента сравнения 7, с неинвертирующим входом которого соединен выход электронного задатчика 5 частоты вращения заднего винта. Выходы первого 6 и второго 7 электронных элементов сравнения соединены со входами соответственно электронных изодромных регуляторов 10 и 11 шага винтов. Выход каждого из электронных изодромных регуляторов 10 и 11 шага винтов соединен с первым входом соответствующего суммирующего усилителя 13 и 14 электрических сигналов. Выход каждого из суммирующих усилителей 13 и 14 электрических сигналов соединен со входом соответствующего исполнительного механизма 15 и 16 изменения шага винта. Выход электронного программного задающего устройства 17 расхода топлива в камеру сгорания соединен с неинвертирующим входом третьего электронного элемента сравнения 8, с инвертирующим входом которого соединен выход электронного изодромного регулятора 12 расхода топлива в камеру сгорания. Выход третьего электронного элемента сравнения 8 соединен со входом электронного изодромного регулятора 12 расхода топлива в камеру сгорания. Выход датчика тяги 23 воздушных винтов соединен с первым инвертирующим входом четвертого электронного элемента сравнения 9, со вторым инвертирующим входом которого соединен выход вычислителя тяги сопла 24, с первым входом которого соединен датчик 25 давления заторможенного потока за турбиной. Со вторым входом соединен датчик 26 давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н, с третьим входом - датчик 27 температуры заторможенного потока за турбиной, с четвертым входом - датчик 28 расхода топлива в камеру сгорания, с пятым входом - датчик 29 скорости полета. Выход электронного программного задающего устройства 20 тяги соединен с неинвертирующим входом четвертого электронного элемента сравнения 9. Выход четвертого электронного элемента сравнения 9 соединен со входом электронного интегратора 21. Выход электронного интегратора 21 соединен со входом масштабного усилителя 22 электрических сигналов и со вторыми входами каждого из суммирующих усилителей 13 и 14 электрических сигналов. Выход электронного изодромного регулятора 12 расхода топлива в камеру сгорания соединен с первым входом электронного селектора 18, со вторым входом которого соединен выход масштабного усилителя 22 электрических сигналов. Выход электронного селектора 18 соединен со входом дозирующего устройства 19. The automatic control system of the parameters of the turboprop engine 1 contains electromechanical sensors of the rotational speeds of the front 2 and rear 3 propellers, electronic speed adjusters of the front 4 and rear 5 propellers, the first 6, second 7, third 8, fourth 9 electronic comparison elements, the first 10, second 11 electronic isodromic pitch adjusters, electronic isodromic regulator 12 for fuel consumption in the combustion chamber, first 13, second 14 summing amplifiers of electrical signals, first 15, second 16 isp Additional mechanisms for changing the pitch of the screws, an electronic software driver 17 of the fuel consumption in the combustion chamber, an electronic selector 18, a metering device 19, an electronic software driver 20, an electronic integrator 21, a large-scale amplifier 22 of electrical signals, a sensor 23 of the screw propeller, the calculator 24 thrust nozzles, inhibited flow pressure sensor 25 behind the turbine, unperturbed air pressure sensor 26 at height H, inhibited flow temperature sensor 27 behind the turbine, fuel flow sensor 28 and the combustor, the sensor 29 airspeed. The output of the electromechanical speed sensor 2 of the front screw is connected to the inverting input of the first electronic comparison element 6, with the non-inverting input of which the output of the front-rotor electronic speed controller 4 is connected, the output of the rear screw speed sensor 3 is connected to the inverting input of the second electronic comparison element 7, s the non-inverting input of which the output of the electronic adjuster 5 of the rear rotor speed is connected. The outputs of the first 6 and second 7 electronic comparison elements are connected to the inputs of the electronic isodromic regulators 10 and 11 of the screw step, respectively. The output of each of the electronic pod regulators 10 and 11 of the screw pitch is connected to the first input of the corresponding summing amplifier 13 and 14 of the electrical signals. The output of each of the summing amplifiers 13 and 14 of the electrical signals is connected to the input of the corresponding actuator 15 and 16 of the pitch change of the screw. The output of the electronic software driver 17 of the fuel consumption in the combustion chamber is connected to the non-inverting input of the third electronic comparison element 8, with the inverting input of which the output of the electronic isodromic regulator 12 of the fuel consumption in the combustion chamber is connected. The output of the third electronic comparison element 8 is connected to the input of the electronic isodromic regulator 12 of the fuel consumption in the combustion chamber. The output of the thrust sensor 23 of the propellers is connected to the first inverting input of the fourth electronic comparison element 9, the second inverting input of which is connected to the output of the thrust calculator nozzle 24, the first input of which is connected to the sensor 25 of the pressure of the inhibited flow behind the turbine. A sensor 26 for the pressure of an unperturbed air flow at a height H is connected to the second input, a sensor 27 for the temperature of the inhibited flow behind the turbine is connected to the third input, and a fuel consumption sensor 28 to the combustion chamber is connected to the fourth input and a flight speed sensor 29 with the fifth input. The output of the electronic programmable drive unit 20 of the traction is connected to the non-inverting input of the fourth electronic comparison element 9. The output of the fourth electronic comparison element 9 is connected to the input of the electronic integrator 21. The output of the electronic integrator 21 is connected to the input of the scaled amplifier 22 of the electrical signals and to the second inputs of each of the summing amplifiers 13 and 14 electrical signals. The output of the electronic isodromic regulator 12 of the fuel consumption in the combustion chamber is connected to the first input of the electronic selector 18, the second input of which is connected to the output of a large-scale amplifier 22 of electrical signals. The output of the electronic selector 18 is connected to the input of the metering device 19.

Вычислитель тяги сопла содержит два блока деления 30 и 31, многоуровневый коммутатор 32, три блока умножения 33, 34 и 35, функциональный преобразователь 36, реализующий операцию извлечения квадратного корня, два блока вычитания 37 и 38. Первый вход вычислителя тяги сопла соединен с первым входом блока деления 30, второй вход - со вторыми входами блока деления 30 и блоков умножения 33 и 34, третий вход - со входом функционального преобразователя 36, реализующего операцию извлечения квадратного корня, четвертый вход - с инвертирующим входом блока вычитания 37, пятый вход - со вторым входом блока умножения 35. Выход блока деления 30 соединен со входом многоуровневого коммутатора 32. Первый и второй выходы многоуровневого коммутатора 32 соединены с первым входом блока умножения 34. Выход блока умножения 34 соединен с первым входом блока деления 31. Со вторым входом блока деления 31 соединен выход функционального преобразователя 36, реализующего операцию извлечения квадратного корня. Выход блока деления 31 соединен с неинвертирующим входом блока вычитания 37. Выход блока вычитания 37 соединен с первым входом блока умножения 35. Выход блока умножения 35 соединен с инвертирующим входом блока вычитания 38, с неинвертирующим входом которого соединен выход блока умножения 33. Выход блока вычитания 38 соединен с выходом вычислителя тяги сопла. The nozzle thrust calculator contains two division blocks 30 and 31, a multi-level switch 32, three multiplication blocks 33, 34 and 35, a functional converter 36 that implements the square root extraction operation, two subtraction blocks 37 and 38. The first input of the nozzle thrust calculator is connected to the first input the division unit 30, the second input with the second inputs of the division unit 30 and the multiplication units 33 and 34, the third input with the input of the functional transducer 36 that implements the square root extraction operation, the fourth input with the inverting input of the subtraction unit 37 the fifth input is with the second input of the multiplication unit 35. The output of the division unit 30 is connected to the input of the multi-level switch 32. The first and second outputs of the multi-level switch 32 are connected to the first input of the multiplication unit 34. The output of the multiplication unit 34 is connected to the first input of the division unit 31. With the second input of the division unit 31 is connected to the output of the functional Converter 36 that implements the operation of extracting the square root. The output of the division unit 31 is connected to the non-inverting input of the subtracting unit 37. The output of the subtracting unit 37 is connected to the first input of the multiplying unit 35. The output of the multiplying unit 35 is connected to the inverting input of the subtracting unit 38, with the non-inverting input of which the output of the multiplying unit 33 is connected. The output of the subtracting unit 38 connected to the output of the nozzle thrust calculator.

В качестве электромеханических датчиков частот вращения переднего 2 и заднего 3 воздушных винтов предлагается использовать измерители частоты вращения. В качестве электронных задатчиков частот вращения переднего 4 и заднего 5 воздушных винтов возможно использование электрических потенциометрических делителей напряжения. В качестве электронного селектора 18 предлагается использовать электронные селекторы максимального уровня. As electromechanical sensors for the rotational speeds of the front 2 and rear 3 propellers, it is proposed to use speed meters. As electronic adjusters of the rotational speeds of the front 4 and rear 5 propellers, it is possible to use electric potentiometric voltage dividers. As an electronic selector 18, it is proposed to use electronic selectors of the maximum level.

Исполнительный механизм изменения шага воздушного винта содержит электронный элемент сравнения 39, усилитель мощности 40 электрических сигналов, частотно-импульсный модулятор 41, датчик обратной связи 42, шаговый двигатель 43, червячный редуктор 44, золотник 45, силовой гидроцилиндр 46, кривошипно-шатунный механизм 47. Устройство работает следующим образом. При входном напряжении отличном от напряжения на выходе датчика 42 обратной связи, на выходе электронного элемента 39 сравнения напряжение отлично от нулевого уровня. Это напряжение, усиленное по мощности усилителем мощности 40, преобразуется частотно-импульсным модулятором 41 в последовательность импульсов, частота которых пропорциональна величине рассогласования между напряжениями, подаваемыми на входы элемента сравнения 39. Полученная последовательность импульсов подается на управляющие обмотки шагового двигателя 43 и поворачивает вал двигателя 43 до тех пор, пока сигнал рассогласования на выходе электронного элемента сравнения 39 не достигнет нулевого уровня. Червячный редуктор 44 преобразует вращательное движение вала шагового двигателя 43 в поступательное движение вала редуктора 44, с которым жестко соединен золотник 45 силового гидроцилиндра 46. Следовательно, золотник 45 займет новое положение, соответствующее величине отклонения фактического угла установки воздушного винта от заданного. В выходных магистралях силового гидроцилиндра 46 создастся разность давлений, пропорциональная величине перемещения золотника 45, которая используется для перемещения поршня кривошипно-шатунного механизма 47, поворачивающего лопасти винта. В качестве датчика 42 обратной связи возможно использование линейного вращающегося трансформатора. В данном исполнительном механизме может быть использован шаговый двигатель типа ШДР-50/1800. The actuator for changing the pitch of the propeller contains an electronic comparison element 39, a power amplifier 40 of electrical signals, a pulse frequency modulator 41, a feedback sensor 42, a stepper motor 43, a worm gear 44, a spool 45, a power hydraulic cylinder 46, a crank mechanism 47. The device operates as follows. When the input voltage is different from the voltage at the output of the feedback sensor 42, at the output of the electronic comparison element 39, the voltage is different from the zero level. This voltage, amplified by power by a power amplifier 40, is converted by a pulse-frequency modulator 41 into a pulse train, the frequency of which is proportional to the size of the mismatch between the voltages supplied to the inputs of the comparison element 39. The resulting pulse train is fed to the control windings of the stepper motor 43 and rotates the motor shaft 43 until the error signal at the output of the electronic comparison element 39 reaches a zero level. The worm gear 44 converts the rotational movement of the shaft of the stepper motor 43 into the translational motion of the shaft of the gear 44, to which the spool 45 of the power hydraulic cylinder 46 is rigidly connected. Therefore, the spool 45 will take a new position corresponding to the deviation of the actual installation angle of the propeller from the predetermined one. In the output lines of the power hydraulic cylinder 46, a pressure difference is created proportional to the displacement of the spool 45, which is used to move the piston of the crank mechanism 47, which turns the rotor blades. As a feedback sensor 42, a linear rotary transformer may be used. In this actuator, a stepper motor of the SDR-50/1800 type can be used.

Дозирующее устройство содержит электронный элемент сравнения 48, усилитель мощности 49 электрических сигналов, частотно-импульсный модулятор 50, датчик 51 обратной связи, шаговый двигатель 52, червячный редуктор 53, дозирующую иглу 54. Принцип работы данного устройства аналогичен работе, вышеописанного исполнительного механизма изменения шага винта. The dispensing device comprises an electronic comparison element 48, an electric signal power amplifier 49, a pulse-frequency modulator 50, a feedback sensor 51, a stepper motor 52, a worm gear 53, a dispensing needle 54. The principle of operation of this device is similar to the operation of the above-described actuator for changing the screw pitch .

Датчик 23 тяги воздушных винтов содержит измерители крутящего момента переднего 55 и заднего 56 воздушных винтов, электромеханические датчики частот вращения переднего 57 и заднего 58 воздушных винтов, аналоговые измерительные преобразователи усиления 59 и 60 типа "Сапфир", первые 61 и второе 62 множительные устройства электрических сигналов, сумматор 63 электрического сигналов, датчик 64 скорости полета, задатчик 65 коэффициента мощности винтов, электронный селектор 66 максимального уровня, делительное устройство 67 электрических сигналов. Устройство работает следующим образом. Сигналы с измерителей 55 и 56 крутящего момента в виде давлений Р_икм ⁿ, P_икм ^з жидкости поступают на входы соответствующих аналоговых преобразователей 59 и 60 усилия, где они преобразуются в электрические сигналы, напряжения которых пропорциональны величинам давлений на выходах измерителей 55 и 56 крутящего момента. Эти напряжения поступают на первые входы соответствующих множительных устройств 61 и 62, на вторые входы которых поступают напряжения с выходов соответствующих электромеханических датчиков 57 и 58 частот вращения переднего n_вn и заднего n_вз винтов. Множительные устройства 61 и 62 осуществляют умножение указанных напряжений с весовым коэффициентом К_N = 0,00171458 и, следовательно, на выходе множительного устройства 61 формируется электрический сигнал, напряжение которого:
N_B = K_NP_икмn, пропорционально величине мощности N_B ⁿ, развиваемой передним винтом, а на выходе множительного устройства 62 электрический сигнал, напряжение которого пропорционально величине мощности N_B ^З развиваемой задним винтом. Эти сигналы складываются в сумматоре 63 электрических сигналов и на выходе указанного сумматора формируется электрический сигнал, напряжение которого пропорционально суммарной мощности N_B винтов. На первый вход электронного селектора 66 поступает напряжение электрического тока с выхода датчика 64 скорости полета пропорциональное текущей величине скорости полета. На второй вход указанного селектора поступает напряжение Х электрического тока с выхода задатчика 65 коэффициента мощности винтов, пропорциональное величине K_β/β (где β- коэффициент мощности винтов; К_β - нормирующий коэффициент). Селектор 66 реализует следующий закон: при скоростях полета, отличных от близких к нулевой, напряжение Y на выходе электронного селектора 66 равно напряжению на выходе датчика 64 скорости полета; при скоростях полета, близких к нулевой, напряжение Y равно величине напряжения Х, на выходе задатчика 65 коэффициента мощности винтов. Напряжение Y электрического тока поступает на второй вход делительного устройства 67, на первый вход котоого поступает напряжение, пропорциональное суммарной мощности N_B винтов. На выходе указанного делительного устройства формируется напряжение, пропорциональное величине N_B/Y и, следовательно, величине тяги, развиваемой воздушными винтами (5).The propeller thrust sensor 23 includes front 55 and rear 56 propeller torque meters, electromechanical sensors for the front 57 and rear 58 propeller rotational speeds, Sapphire analog amplification measuring transducers 59 and 60, the first 61 and second 62 multiplier devices of electrical signals , an adder 63 of electrical signals, a speed sensor 64, a rotor 65 power factor screw, an electronic selector 66 of the maximum level, a dividing device 67 of the electrical signals. The device operates as follows. The signals from the torque gauges 55 and 56 in the form of pressures P _ikm ⁿ , P _ikm ^{z of} liquid are supplied to the inputs of the corresponding analogue force transducers 59 and 60, where they are converted into electrical signals whose voltages are proportional to the pressure values at the outputs of the 55 and 56 torque meters . These voltages are supplied to first inputs of respective multipliers 61 and 62, to the second input of which receives the voltage from the outputs of the respective electromechanical transducers 57 and 58 the frequency of rotation of the front and rear _BN n n _taken screws. Multiplier devices 61 and 62 multiply the indicated voltages with a weight coefficient K _N = 0.00171458 and, therefore, an electrical signal is generated at the output of the multiplier 61, the voltage of which:
N _B = K _N P _ikm n, is proportional to the value of power N _B ⁿ developed by the front screw, and at the output of the multiplying device 62 is an electric signal whose voltage is proportional to the value of power N _B ^З developed by the rear screw. These signals are added to the adder 63 of the electrical signals and an electrical signal is generated at the output of the adder, the voltage of which is proportional to the total power N _{B of the} screws. The first input of the electronic selector 66 receives an electric current voltage from the output of the flight speed sensor 64 proportional to the current value of the flight speed. The second input of the specified selector receives the voltage X of the electric current from the output of the adjuster 65 of the screw power factor proportional to the value of K _β / β (where β is the power factor of the screws; K _β is the normalizing coefficient). The selector 66 implements the following law: at flight speeds other than close to zero, the voltage Y at the output of the electronic selector 66 is equal to the voltage at the output of the speed sensor 64; at flight speeds close to zero, the voltage Y is equal to the value of the voltage X, at the output of the master 65 power screws. The voltage Y of the electric current is supplied to the second input of the dividing device 67, the first input of which receives a voltage proportional to the total power N _{B of the} screws. At the output of said dividing device, a voltage is generated proportional to the value of N _B / Y and, consequently, to the amount of thrust developed by the propellers (5).

На фиг. 6 в координатах U_R, t (где U_R - напряжение электрического тока на выходе электронного программного задающего устройства тяги, t - ось времени) приведена оптимальная программа регулирования по тяге, создаваемой турбовинтовым двигателем. Программа реализует основные режимы работы ТВД: взлетный, крейсерский и посадочный режимы. Взлетный режим подразделяется на взлетный режим на земле и на взлетный режим при наборе высоты. Взлетный режим на земле обеспечивает разгон двигателя на высоте Н = 0. Взлетный режим при наборе высоты характеризуется обеспечением необходимой тяги при взлете. Крейсерский режим полета характеризуется созданием необходимой тяги двигателя для достижения максимальной скорости полета при минимальном расходе топлива. Посадочный режим характеризуется уменьшением тяги двигателя до минимально необходимой при посадке. Необ- ходимые величины параметров U_R1, U_R2, U_R3, U_R4, Т1, Т2, Т3, Т4 задаются в программном задающем устройстве тяги и устанавливается экипажем самолета перед полетом в зависимости от состояния аэродрома и погодных условий.In FIG. 6 in coordinates U _R , t (where U _R is the voltage of the electric current at the output of the electronic programmable drive unit for traction, t is the time axis) the optimal control program for traction created by a turboprop engine is given. The program implements the main modes of operation of the theater of operations: takeoff, cruising and landing modes. Take-off mode is divided into take-off mode on the ground and take-off mode when climbing. The take-off mode on the ground provides engine acceleration at an altitude of H = 0. The take-off mode during climb is characterized by providing the necessary thrust during take-off. Cruising flight mode is characterized by the creation of the necessary engine thrust to achieve maximum flight speed with minimum fuel consumption. Landing mode is characterized by a decrease in engine thrust to the minimum necessary for landing. The required values of the parameters U _R1 , U _R2 , U _R3 , U _R4 , T1, T2, T3, T4 are set in the program set-up device for thrust and set by the aircraft crew before the flight, depending on the state of the airfield and weather conditions.

Электронное программное задающее устройство тяги содержит электронный интегратор, выполненный на элементах С2, R8, DA4, ограничители уровня выходного сигнала U_R1, U_R2, U_R3, U_R4 интегратора (ограничитель уровня U_R1 выполнен на элементах VD3, R11, ограничитель уровня U_R2 выполнен на элементах VD2, R12, ограничитель уровня U_R3выполнен на элементах VD1, R13, ограничитель уровня U_R1 выполнен на элементах DA5, VD4, R9, R14), формирователь временных интервалов, состоящий из электронного интегратора, выполненного на элементах DA1, C1, R2 и двух компараторов напряжения, выполненных на элементах DA2 и DA2. Устройство работает следующим образом. По команде летчика по линии взлета поступает сигнал запускающий электронные интеграторы на DA1 и DA4. С этого момента начинается взлетный режим и на выходе данного устройства формируется линейно нарастающее с нулевого уровня напряжение. При достижении этим напряжением уровня U_R1 срабатывает ограничитель уровня U_R1 и фиксирует напряжение на выходе данного устройства на уровне U_R1. Через отрезок времени Т2 после момента фиксации выходного напряжения на уровне U_R1 срабатывает ограничитель уровня U_R2 и фиксирует выходное напряжение на указанном уровне. Через отрезок времени Т3 после момента фиксации выходного напряжения на уровне U_R2 включается ограничитель уровня U_R3 и фиксирует выходное напряжение данного устройства на уровне U_R3. На этом заканчивается взлетный режим и начинается крейсерский, в течение которого выходное напряжение поддерживается на уровне U_R3. при посадке по команде летчика по линии посадки поступает сигнал, означающий начало посадочного режима. По этому сигналу напряжение на выходе данного устройства начинает линейно уменьшаться от значения U_R3 до уровня U_R4, который определяется ограничителем уровня U_R4. После чего напряжение на выходе устройства остается постоянным и равным U_R4. В качестве датчика 25 давления заторможенного потока за турбиной, датчика 27 температуры заторможенного потока за турбиной, датчика 28 расхода топлива в камеру сгорания, датчика 29 скорости полета могут быть использованы, соответственно, манометр серии ДИМ-Т, термометр типа ТВГ, скоростной расходомер, датчик скорости полета.The electronic programmable traction device contains an electronic integrator made on elements C2, R8, DA4, output level limiters U _R1 , U _R2 , U _R3 , U _{R4 of the} integrator (level limiter U _{R1 is} made on elements VD3, R11, level limiter U _R2 made on the elements VD2, R12, the level limiter U _{R3 is} made on the elements VD1, R13, the level limiter U _{R1 is} made on the elements DA5, VD4, R9, R14), a time interval shaper consisting of an electronic integrator made on the elements DA1, C1, R2 and two voltage comparators GOVERNMENTAL on elements DA2 and DA2. The device operates as follows. At the command of the pilot, a signal is triggered along the take-off line, triggering electronic integrators on DA1 and DA4. From this moment, the take-off mode begins and at the output of this device, a voltage linearly increasing from zero level is formed. Upon reaching this level voltages U _R1 triggered level limit U _R1 and fixes the output voltage of the device at the level of U _R1. After a period of time T2 after the moment of fixing the output voltage at the level U _R1, the level limiter U _R2 is activated and fixes the output voltage at the specified level. After a period of time T3 after the moment of fixing the output voltage at the level of U _{R2, the} level limiter U _R3 is turned on and fixes the output voltage of this device at the level of U _R3 . This ends the take-off mode and begins cruising, during which the output voltage is maintained at the level of U _R3 . when landing at the command of the pilot, a signal is received along the landing line, indicating the beginning of the landing mode. According to this signal, the voltage at the output of this device begins to decrease linearly from the value of U _R3 to the level of U _R4 , which is determined by the level limiter U _R4 . After which the voltage at the output of the device remains constant and equal to U _R4 . As a gauge 25 of the pressure of the blocked flow behind the turbine, a gauge 27 of the temperature of the blocked flow behind the turbine, the sensor 28 of the fuel consumption in the combustion chamber, the sensor 29 flight speed can be used, respectively, a pressure gauge series DIM-T, a thermometer type TVG, high-speed flowmeter, sensor flight speed.

Датчик давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н содержит датчик 68 высоты полета, дифференциальные усилители 69 и 70, функциональные преобразователи 71 и 72, электронный ключ 73. Устройство работает следующим образом. Сигнал с датчика 68 высоты полета, пропорциональный высоте полета Н, поступает на инвертирующие входы дифференциальных усилителей 69 и 70. The pressure sensor of the unperturbed air flow at an altitude H comprises a flight altitude sensor 68, differential amplifiers 69 and 70, functional converters 71 and 72, an electronic switch 73. The device operates as follows. The signal from the flight altitude sensor 68, proportional to the flight altitude H, is supplied to the inverting inputs of the differential amplifiers 69 and 70.

Дифференциальный усилитель 69 формирует на выходе электрический сигнал напряжения U₁ в соответствии с формулой:
U₁ = U_оn ^I - a₁ U_н, где U_on ^I - опорное напряжение, подаваемое на неинвертирующий вход дифференциального усилителя 69, величина которого соответствует температуре Т_о = 288 К;
а₁ ≈ 0,0065 - коэффициент пропорциональности;
U_н - выходное напряжение датчика 68 высоты полета.Differential amplifier 69 generates an electrical voltage signal U ₁ in accordance with the formula:
U ₁ = U _on ^I - a ₁ U _n , where U _on ^I is the reference voltage supplied to the non-inverting input of the differential amplifier 69, the value of which corresponds to the temperature T _o = 288 K;
and ₁ ≈ 0.0065 is the coefficient of proportionality;
U _n - the output voltage of the sensor 68 altitude.

Дифференциальный усилитель 70 формирует на выходе электрический сигнал напряжения U₂ в соответствии с формулой
U₂ = U_on ^II - a₂U_н, где U_on ^II - опорное напряжение, подаваемое на неинвертирующий вход дифференциального усилителя 70, величина которого пропорциональна отношению

;
a

- коэффициент пропорциональности.Differential amplifier 70 generates an electrical voltage signal U ₂ in accordance with the formula
U ₂ = U _on ^II - a ₂ U _n , where U _on ^II is the reference voltage supplied to the non-inverting input of the differential amplifier 70, the value of which is proportional to

;
a

- coefficient of proportionality.

Сигнал с выхода дифференциального усилителя 69 поступает на выход функционального преобразователя 71, реализующего функцию возведения в степень
U₃ = a₃U₁ ^в, где a

коэффициент пропорциональности;
b = 5,2553.The signal from the output of the differential amplifier 69 is fed to the output of the functional Converter 71, which implements the function of raising to a power
U ₃ = a ₃ U ₁ ⁱⁿ , where a

coefficient of proportionality;
b = 5.2553.

Данное напряжение поступает на первый информационный вход электронного ключа 73. This voltage is supplied to the first information input of the electronic key 73.

Сигнал с выхода дифференциального усилителя 70 поступает на вход функционального преобразователя 72, реализующего функцию U₄ = a₄e^U2, где a₄ ≈ 23000.The signal from the output of the differential amplifier 70 is fed to the input of a functional converter 72 that implements the function U ₄ = a ₄ e ^U2 , where a ₄ ≈ 23000.

Данное напряжение поступает на второй информационный вход электронного ключа 73, на управляющий вход которого поступает напряжение U_н с выхода датчика 68 высоты полета.This voltage is supplied to the second information input of the electronic switch 73, the control input of which receives the voltage U _n from the output of the flight altitude sensor 68.

При U_н ≅ U_пор, где U_пор ≈ 11 км электронный ключ 73 подает на выход напряжение U₃, в противном случае - напряжение U₄.When U _n ≅ U _then , where U _then ≈ 11 km, the electronic switch 73 supplies the output voltage U ₃ , otherwise - voltage U ₄ .

Таким образом, на выходе датчика 26 давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н получается напряжение пропорциональное величине Р_н.Thus, at the output of the pressure sensor 26 of the unperturbed air flow at a height H, a voltage proportional to P _{n is} obtained.

Блок деления 30 и 31, блоки умножения 33, 34 и 35, функциональный преобразователь 36, реализующий операцию извлечения квадратного корня, блоки вычитания 37 и 38, используемые в вычислителе тяги сопла, элементарные компараторы, электронные ключи, применяемые в многоуровневом коммутаторе, дифференциальные усилители 69 и 70, функциональный преобразователь 71, реализующий операцию возведения в степень, функциональный преобразователь 72, реализующий операцию возведения экспоненты в степень, электронный ключ 73, используемый в датчике давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н, - все типовые и хорошо известны. В качестве датчика 68 высоты полета, применяемого в датчике давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н может быть использован инерциальный высотомер. Division block 30 and 31, multiplication blocks 33, 34 and 35, functional converter 36 that implements the square root extraction operation, subtraction blocks 37 and 38 used in the nozzle thrust calculator, elementary comparators, electronic keys used in a multi-level switch, differential amplifiers 69 and 70, a functional converter 71 that implements the exponentiation operation, a functional converter 72 that implements the exponentiation exponentiation, the electronic key 73 used in the pressure sensor is unperturbed air flow at a height of H, are all typical and well known. An inertial altimeter can be used as a flight altitude sensor 68 used in a pressure sensor of an unperturbed air flow at a height H.

Система автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя работает следующим образом. The automatic control system of the parameters of the turboprop engine operates as follows.

На установившихся режимах работы турбовинтового двигателя частоты вращения n_вп переднего и n_вз заднего воздушных винтов совпадают с требуемыми значениями, которые определяются задатчиками 4 и 5 частот вращения переднего и заднего винтов, поэтому напряжения на выходах электронных элементов сравнения 6 и 7 имеют нулевой уровень. Ввиду того, что электронные изодромные регуляторы 10 и 11 шага воздушных винтов содержат в своем составе интегрирующие звенья, то при нулевом уровне напряжения на их входах, величины напряжений на выходах указанных регуляторов будут постоянными. Выходное напряжение электронного программного задающего устройства 17 расхода топлива в камеру сгорания совпадает по величине с выходным напряжением электронного изодромного регулятора 12 расхода топлива. Поэтому напряжение на выходе третьего электронного элемента сравнения будет иметь нулевой уровень. Так как указанный регулятор 12 содержит в своем составе интегрирующее звено, то при нулевом уровне напряжения на его входе, напряжение на его выходе будет иметь постоянный уровень. Кроме того, тяга двигателя R = R_в + R_с, формируемая совместно датчиком 23 тяги винтов R_в и вычиcлителем 24 тяги сопла R_с, на установившихся режимах будет совпадать с заданной, формируемой электронным программным задающим устройством 20 тяги. Поскольку в этом случае выходное напряжение электронного программного задающего устройства 20 тяги равно сумме выходных напряжений датчик 23 тяги винтов и вычислителя 25 тяги сопла, то выходное напряжение четвертого электронного элемента 9 сравнения имеет нулевой уровень. Следовательно, при нулевом уровне напряжения на входе электронного интегратора 21, выходное напряжение указанного интегратора будет иметь постоянный уровень. Коэффициент передачи масштабного усилителя 22 электрических сигналов выбирается таким образом, чтобы уровень его выходного напряжения был выше соответствующего выходного напряжения электронного изодромного регулятора 12 расхода топлива в камеру сгорания во всех тех случаях, когда управление частотами n_вп, n_вз вращения винтов и создаваемой ими совместно с соплом тягой R по оптимальной программе регулирования, реализуемой электронным программным задающим устройством 20 тяги, не приводит к недопустимому уменьшению запаса газодинамической устойчивости, к нарушению механических и температурных прочностных ограничений, к срыву процесса горения топлива в камере сгорания. На вход дозирующего устройства 19 электронный селектор 18 подает выходное напряжение электронного масштабного усилителя 22 электрических сигналов. Если же управление параметрами турбовинтового двигателя по программе, вырабатываемой электронным программным задающим устройством 20 тяги, приводит к нарушению прочностных ограничений и снижает надежность работы двигателя, что вызывается каким-либо из вышеперечисленных факторов, электронный селектор 18 подает на вход дозирующего устройства 19 выходное напряжение электронного изодромного регулятора 12 расхода топлива в камеру сгорания. В данной системе автоматического управления регулирование тягой будет осуществляться по программе, реализуемой электронным программным задающим устройством 17 расхода топлива в камеру сгорания, обеспечивающей заданные запасы по надежной работе двигателя.At steady-state operating turboprop engine speed n _sn front and n _taken adjustable propellers coincide with desired values that are determined by setting elements 4 and 5 rotating front and rear propellers frequency so that the voltage on the electronic element outputs comparison 6 and 7 have a zero level. Due to the fact that the electronic isodromic regulators 10 and 11 of the propellers contain integrating links, at a zero voltage level at their inputs, the voltage values at the outputs of these regulators will be constant. The output voltage of the electronic software driver 17 fuel consumption in the combustion chamber is the same as the output voltage of the electronic isodromic regulator 12 fuel consumption. Therefore, the voltage at the output of the third electronic comparison element will have a zero level. Since the specified controller 12 contains an integrating element, then at a zero level of voltage at its input, the voltage at its output will have a constant level. In addition, the thrust of the engine R = R _in + R _s , formed jointly by the sensor 23 of the thrust of the screws R _in and the calculator 24 of the thrust of the nozzle R _s , in steady-state modes will coincide with the set generated by the electronic programmable driver 20 of the thrust. Since in this case the output voltage of the electronic thrust driver 20 is equal to the sum of the output voltages of the screw thrust sensor 23 and the nozzle thrust calculator 25, the output voltage of the fourth electronic comparison element 9 has a zero level. Therefore, at a zero voltage level at the input of the electronic integrator 21, the output voltage of the specified integrator will have a constant level. Transfer coefficient scaling amplifier 22 of electric signals is selected so that the level of the output voltage was higher than the corresponding output voltage e PID controller 12, the flow of fuel into the combustion chamber in all cases where the frequency control n _wp, n _taken rotating screws and they create together with the nozzle thrust R according to the optimal control program implemented by the electronic programmable driver 20 of the thrust does not lead to an unacceptable decrease in the supply of gas-dynamic resistance, to violation of mechanical and temperature strength constraints, to disruption of the fuel combustion process in the combustion chamber. To the input of the metering device 19, the electronic selector 18 supplies the output voltage of the electronic scale amplifier 22 of the electrical signals. If, however, control of the parameters of the turboprop engine according to the program generated by the electronic programmable drive unit 20 of the thrust leads to a violation of strength constraints and reduces the reliability of the engine, which is caused by any of the above factors, the electronic selector 18 supplies the input voltage of the electronic isodromic metering device 19 controller 12 fuel consumption in the combustion chamber. In this automatic control system, traction control will be carried out according to the program implemented by the electronic software driver 17 of the fuel consumption in the combustion chamber, which provides predetermined reserves for reliable engine operation.

Процессы набора или сброса мощности двигателя, а также отработка внешних возмущающих воздействий характеризуются изменением газодинамических параметров, а соответственно, и тяги двигателя во времени. На выходе датчика 23 тяги винтов формируется сигнал тяги винтов R_в, на выходе вычислителя тяги сопла 24 формируется сигнал тяги сопла R_с. Эти сигналы поступают соответственно на первый и второй инвертирующие входы четвертого электронного элемента сравнения 9. Так, если значение фактической тяги двигателя R = R_в + R_с, не совпадает со значением заданным оптимальной программой регулирования электронного программного задающего устройства 20 тяги, сигнал с которого поступает на неинвертирующий вход четвертого электронного элемента сравнения 9, то напряжение рассогласования на выходе четвертого электронного элемента сравнения 9 будет иметь величину, отличающуюся от нулевого уровня. Ввиду того, что это напряжение является входным для электронного интегратора 21, оно вызывает изменение выходного напряжения указанного интегратора. Выходное изменяющееся напряжение электронного интегратора 21 через масштабный усилитель 22 поступает на второй вход электронного селектора 18, на первый вход которого поступает напряжение с выхода электронного изодромного регулятора 12 расхода топлива.The processes of gaining or dumping engine power, as well as working out external disturbing influences, are characterized by a change in gas-dynamic parameters, and, accordingly, in engine thrust over time. At the output of the screw thrust sensor 23, a screw thrust signal R _c is generated; at the output of the nozzle thrust calculator 24, a nozzle thrust signal R _c is generated. These signals are respectively supplied to the first and second inverting inputs of the fourth electronic comparison element 9. So, if the value of the actual engine thrust is R = R _in + R _s , it does not coincide with the value set by the optimal control program of the electronic programmable drive unit 20 of the thrust, the signal from which to the non-inverting input of the fourth electronic comparison element 9, the mismatch voltage at the output of the fourth electronic comparison element 9 will have a value different from zero ovnya. Due to the fact that this voltage is input to the electronic integrator 21, it causes a change in the output voltage of the specified integrator. The output variable voltage of the electronic integrator 21 through a large-scale amplifier 22 is supplied to the second input of the electronic selector 18, the first input of which receives voltage from the output of the electronic isodromic regulator 12 of the fuel consumption.

Электронный селектор 18 из двух напряжений выбирает напряжение максимального уровня. Так, если напряжение на втором входе превышает по уровню напряжение на первом входе селектора 18, то изменяющееся выходное напряжение масштабного усилителя 22 электрических сигналов поступает на управление дозирующим устройством 19, которое перемещает дозирующую иглу пропорционально величине управляющего сигнала. Кроме того, выходное изменяющееся напряжение электронного интегратора 21 поступает через суммирующие усилители 13 и 14 электрических сигналов на управление исполнительными механизмами изменения шага винтов, которые пропорционально величине управляющего напряжения поворачивают лопасти воздушных винтов. Следовательно, одновременно с изменением величины расхода топлива в камеру сгорания меняются углы установок φ_n, φ_злопастей воздушных винтов. Углы φ_n, φ_з и расход топлива будут изменяться до тех пор, пока фактическое значение тяги не совпадет с заданным значением. Кроме того, изменение расхода топлива и углов φ_n, φ_зустановок лопастей винтов в указанном переходном процессе вызывает отклонение частот вращений n_вn, n_вз от заданных. Так, если указанные процессы вызвали отклонение частот вращений n_вn, n_вз от частот, определяемых датчиками 4 и 5, то напряжения рассогласований на выходах первого 6 и второго 7 электронных элементов сравнения будут отличными от нулевого уровня. Ввиду того, что эти напряжения являются входными для электронных изодромных регуляторов 10 и 11 шага переднего и заднего воздушных винтов соответственно, они вызывают изменение выходных напряжений указанных регуляторов, и меняются углы φ_n, φ_з установки воздушных винтов. Углы установки воздушных винтов будут меняться до тех пор, пока значения частот n_вn, n_вз воздушных винтов не совпадут с заданными.The electronic selector 18 of the two voltages selects the voltage of the maximum level. So, if the voltage at the second input exceeds the level of the voltage at the first input of the selector 18, then the changing output voltage of the large-scale amplifier 22 of the electrical signals is controlled by the metering device 19, which moves the metering needle in proportion to the magnitude of the control signal. In addition, the output variable voltage of the electronic integrator 21 enters through the summing amplifiers 13 and 14 of the electrical signals to control the actuators for changing the pitch of the screws, which rotate the blades of the propellers in proportion to the value of the control voltage. Therefore, simultaneously with the change in the amount of fuel used in the combustion chamber, the installation angles φ _n , φ _{z of the} propeller blades change. The angles φ _n , φ _s and fuel consumption will change until the actual thrust value matches the set value. In addition, changing the fuel flow and angles φ _n, φ propeller blades _of plants in said transient causes a deflection frequency _BN n rotations, n _taken from the set. Thus, if these processes caused frequency deviation _BN n rotations, n _taken from the frequencies determined by the sensors 4 and 5, the voltage mismatch at the outputs of the first 6 and second 7 are comparisons of electronic elements other than zero. Due to the fact that these voltages are input for the electronic isodromic regulators 10 and 11 of the front and rear propellers, respectively, they cause a change in the output voltages of these regulators, and the angles φ _n , φ _{З of the} installation of the propellers change. Angles of the propeller will change as long as the frequencies _BN n, n _taken propellers not coincide with the set.

Повышение точности управления параметрами турбовинтового двигателя за счет обеспечения управления тягой по оптимальной программе в предложенной системе иллюстрируется кривой С (фиг.11). В отличие от прототипа, при быстрой уборке РУД (ручки управления двигателем) на режим малой мощности, в предложенной системе за счет управления тягой по заданной программе осуществляется согласованное управление частотами вращения n воздушных винтов и их загрузкой. Так, если произошла уборка РУД на режим малой мощности (уменьшение расхода топлива от величины G_т1до значения G_т2), то электронное программное задающее устpойство 20 тяги двигателя подает на вход четвертого электронного элемента сравнения 9 напряжение линейно спадающее от величины, соответствующей тяге двигателя, на крейсерском режиме полета летательного аппарата, до значения, соответствующего минимально необходимой тяге при посадке. Это приведет к тому, что на выходе четвертого электронного элемента сравнения 9 сигнал рассогласования будет отличен от нуля. Следовательно, на выходе электронного интегратора 21 появится изменяющееся во времени напряжение, которое будет отрабатываться исполнительными механизмами 15 и 16 изменения шага воздушных винтов и дозирующим устройством 19. Это приведет к тому, что значение фактической тяги R будет линейно уменьшаться до минимально необходимого значения по программе вырабатываемой программным задающим устройством 20 за счет согласованного управления расходом топлива в камеру сгорания (мощность двигателя N_д) и углами φ_n, φ_з установок лопастей (загрузкой воздушных винтов). Таким образом, при уменьшении расхода топлива от величины G_т1до значения G_т2, уменьшение мощности винтов сопровождается согласованным изменением углов φ_n, φ_з установок лопастей и частот n_вn, n_вз вращений винтов и к новому установившемуся режиму двигатель войдет без значительных колебаний по мощности N_в и тяги R двигателя.Improving the accuracy of controlling the parameters of a turboprop engine by providing traction control according to the optimal program in the proposed system is illustrated by curve C (Fig. 11). Unlike the prototype, during quick cleaning of the throttle (engine control stick) to low power mode, in the proposed system, by controlling the thrust according to a given program, the rotational speeds of n propellers are controlled and loaded. So, if the ore was harvested to low power mode (reducing fuel consumption from G _t1 to G _t2 ), then the electronic software setting device 20 of the engine thrust supplies the input voltage of the fourth electronic comparison element 9 linearly decreasing from the value corresponding to the engine thrust, on the cruise flight mode of the aircraft, to a value corresponding to the minimum required thrust during landing. This will lead to the fact that at the output of the fourth electronic comparison element 9, the error signal will be different from zero. Therefore, at the output of the electronic integrator 21, a time-varying voltage will appear, which will be processed by the actuators 15 and 16 of the pitch change of the propellers and the metering device 19. This will lead to the fact that the value of the actual thrust R will linearly decrease to the minimum required value according to the program generated programmatically setting device 20 by coordinated control of fuel flow into the combustion chamber (engine power n _d) and angles φ _n, φ blades _of plants (loading ozdushnyh screws). Thus, when the fuel flow decreases the magnitude G _m1 to the value G _r2, power reduction screws accompanied consistent change angles φ _n, φ _of blades installations and frequency n _BN, n _taken rotations screws, and a new steady state engine will no significant fluctuations of power N _in and thrust R of the engine.

Вычислитель тяги сопла, используемый в системе автоматического управления параметрами турбовинтового двигателя, работает следующим образом. Сигналы с датчика 25 давления заторможенного потока за турбиной и с датчика 26 давления невозмущенного потока воздуха на высоте Н пропорциональные соответственно давлению заторможенного потока за турбиной Р_т* и давлению невозмущенного потока воздуха на высоте НР_нпоступают в виде напряжений на соответственно первый и второй входы вычислителя тяги сопла 24. Поскольку первый и второй входы вычислителя тяги сопла 24 соединены соответственно с первым и вторым входами блока деления 30, то на его выходе формируется сигнал пропорциональный отношению давлений Р_т*/Р_н. В зависимости от величины напряжения этого сигнала, поступающего на вход многоуровневого коммутатора 32, на его первом и втором выходах формируются соответственно сигнал А1 и А2, уровень которых, как это следует из алгоритма работы многоуровневого коммутатора 32, оказывается пропорциональным следующим величинам:
A1 =

(1)
A2 =

(2) где F_с - эффективная площадь поперечного сечения сопла;
К_г - коэффициент адиабаты для продуктов сгорания;
R_г - газовая постоянная для продуктов сгорания;
m - коэффициент, зависящий от свойств газа;
φ_с - коэффициент скорости сопла.The nozzle thrust calculator used in the automatic control system of the parameters of a turboprop engine operates as follows. The signals from the sensor 25 of the pressure of the inhibited flow behind the turbine and from the sensor 26 of the pressure of the unperturbed air flow at a height H proportional to the pressure of the blocked flow behind the turbine P _t * and the pressure of the unperturbed air flow at a height of HP _n come in the form of voltages to the first and second inputs of the calculator, respectively thrust nozzle 24. Since the first and second inputs of the calculator thrust nozzle 24 are connected respectively with the first and second inputs of the division unit 30, then a signal proportional to pressure increase P _t * / P _n Depending on the voltage level of this signal supplied to the input of the multi-level switch 32, the signal A1 and A2 are formed at its first and second outputs, the level of which, as follows from the algorithm of the multi-level switch 32, is proportional to the following values:
A1 =

(1)
A2 =

(2) where F _c is the effective cross-sectional area of the nozzle;
To _g is the adiabatic coefficient for the products of combustion;
R _g - gas constant for combustion products;
m is a coefficient depending on the properties of the gas;
φ _c - nozzle velocity coefficient.

Сигнал А1 с первого выхода многоуровневого коммутатора 32 подается на первый вход блока умножения 33, на второй вход которого подается сигнал со второго входа вычислителя тяги сопла 24 соответствующий давлению Р_н незаторможенного потока воздуха на высоте Н, в результате чего на выходе блока умножения 33 формируется сигнал пропорциональный произведению W_c ^. G_с скорости истечения газа из выходного сопла на массовый расход газа в последнем. Действительно:
W_c =

(3)
G_c =

(4) где Т_т* - температура заторможенного потока за турбиной;
y(λ_c) =

- газодинамическая функция; (5)
λ_c=φ_c˙λ_cид - скорость для соплового сечения, (6) где

=

- идеальная приведенная скорость для соплового сечения турбовинтового двигателя.The signal A1 from the first output of the multi-level switch 32 is fed to the first input of the multiplication unit 33, the second input of which is supplied with a signal from the second input of the thrust calculator of the nozzle 24 corresponding to the pressure P _{n of an} unobstructed air flow at a height H, as a result of which a signal is generated at the output of the multiplication unit 33 proportional to the product W _c ^. G _{from the} rate of gas outflow from the outlet nozzle to the mass flow rate of gas in the latter. Really:
W _c =

(3)
G _c =

(4) where T _t * is the temperature of the inhibited flow behind the turbine;
y (λ _c ) =

- gas-dynamic function; (5)
λ _c = φ _c ˙ λ _cid is the velocity for the nozzle section, (6) where

=

- ideal reduced speed for nozzle section of a turboprop engine.

(7)
Подставляя выражения (7), (6), (5) и (3) и (4) и осуществляя необходимые преобразования, получаем:
W_cG_c=P

(8) Сопоставляя (8) c (1), имеем
W_cG_c = A1 ^. Р_н.(7)
Substituting expressions (7), (6), (5) and (3) and (4) and performing the necessary transformations, we obtain:
W _c G _c = P

(8) Comparing (8) with (1), we have
W _c G _c = A1 ^. R _n

Таким образом, на выходе блока умножения 33 формируется сигнал А1 ^.Р_н, пропорциональный величине W_cG_c.Thus, at the output of the multiplication block 33, a signal A1 is generated ^. P _n proportional to W _c G _c .

В свою очередь сигнал А2 со второго выхода многоуровневого коммутатора 32 подается на первый вход блока умножения 34, на второй вход которого подается сигнал со второго входа вычислителя тяги сопла 24, соответствующий давлению Р_н незаторможенного потока воздуха на высоте Н, а выходной сигнал блока умножения 34 подается на первый вход блока деления 31. На второй вход блока деления 31 поступает сигнал с третьего входа вычислителя тяги сопла 24, преобразованный функциональным преобразователем 35, реализующем операцию извлечения квадратного корня. Поскольку третий вход вычислителя тяги сопла 24 соединен с выходом датчика 27 температуры заторможенного потока за турбиной, то на выходе блока деления 31 формируется сигнал, пропорциональный массовому расходу газа G_с через выходное сопло. В самом деле, объединяя формулы (4), (5), (6), (7), получаем:
G_c =

·m·F

×
×

(9) т.е. G_c =

·

(10)
Учитывая выражение (2) для А2, находим
G_c=A2·P_н/

Сигнал с выхода блока деления 31 поступает на неинвертирующий вход блока вычитания 37. Инвертирующий вход блока вычитания 37 связан с четвертым входом вычислителя тяги сопла 24, на который подается выходной сигнал датчика 28 расхода топлива в камеру сгорания, пропорциональный массовому расходу топлива G_т в камеру сгорания.In turn, the signal A2 from the second output of the multi-level switch 32 is fed to the first input of the multiplication unit 34, the second input of which is fed a signal from the second input of the thrust calculator of the nozzle 24, corresponding to the pressure P _{n of an} unobstructed air flow at a height of H, and the output signal of the multiplication unit 34 fed to the first input of the division unit 31. The second input of the division unit 31 receives a signal from the third input of the thrust calculator of the nozzle 24, converted by a functional transducer 35 that implements the square root extraction operation. Since the third input of the thrust calculator of the nozzle 24 is connected to the output of the inlet temperature sensor 27 behind the turbine, a signal proportional to the gas mass flow rate G _s through the output nozzle is generated at the output of the division unit 31. In fact, combining formulas (4), (5), (6), (7), we obtain:
G _c =

M F

×
×

(9) i.e. G _c =

·

(10)
Given expression (2) for A2, we find
G _c = A2 · P _n /

The signal from the output of the division unit 31 is fed to the non-inverting input of the subtraction unit 37. The inverting input of the subtraction unit 37 is connected to the fourth input of the thrust calculator of the nozzle 24, to which the output signal of the fuel consumption sensor 28 is supplied to the combustion chamber, proportional to the mass flow rate of fuel G _t to the combustion chamber .

Выходной сигнал блока вычитания 37 подается на первый вход блока умножения 35, на второй вход которого подается сигнал с пятого входа вычислителя тяги сопла 24, связанного с датчиком 29 скорости полета. Таким образом, на выходе блока умножения 35 получим сигнал пропорциональный величине W_b x (G_c - G_т), который поступает на инвертирующий вход блока вычитания 38, на неинвертирующий вход которого поступает выходной сигнал блока умножения 33. Следовательно, на выходе блока вычитания 38, являющегося одновременно выходом вычислителя тяги сопла 24, формируется сигнал пропорциональный величине W_cG_c - W_b(G_c - G_т), что соответствует величине тяги сопла R_с турбовинтового двигателя:
R_c = W_cG_c - W_b (G_c - G_т).The output signal of the subtraction unit 37 is supplied to the first input of the multiplication unit 35, the second input of which is supplied with a signal from the fifth input of the thrust calculator of the nozzle 24 connected to the flight speed sensor 29. Thus, at the output of the multiplication unit 35, we obtain a signal proportional to the value of W _b x (G _c - G _t ), which is fed to the inverting input of the subtraction unit 38, to the non-inverting input of which the output signal of the multiplication unit 33 is received. Therefore, at the output of the subtraction unit 38 , which is simultaneously the output of the nozzle thrust calculator 24, a signal is generated proportional to the value of W _c G _c - W _b (G _c - G _t) , which corresponds to the magnitude of the thrust of the nozzle R _{from a} turboprop:
R _c = W _c G _c - W _b (G _c - G _t ).

Таким образом, на выходе вычислителя тяги сопла 24 формируется сигнал пропорциональный величине тяги сопла R_с турбовинтового двигателя.Thus, at the output of the nozzle thrust calculator 24, a signal is generated proportional to the nozzle thrust R _{from the} turboprop.

Многоуровневый коммутатор содержит компаратор уровня входного сигнала, выполненный на резисторах R1 - R_n+1 и элементарных компараторах DA1-DAn, цепочку формирования сигнала А1, выполненную на резисторах R_o ^Iи R1.1 - R1. n, коммутируемых нормально разомкнутыми электронными ключами K1.1-K1.n, цепочку формирования сигнала А2, выполненную на резисторах R_o ^II и R2.1-R2. n, коммутируемых нормально разомкнутыми электронными ключами K2.1-K2.n, источник опорного напряжения U_о.The multi-level switch contains an input signal level comparator made on resistors R1 - R _{n + 1} and elementary comparators DA1-DAn, a signal conditioning circuit A1 made on resistors R _o ^I and R1.1 - R1. n, switched by normally open electronic switches K1.1-K1.n, the signal conditioning circuit A2, made on resistors R _o ^II and R2.1-R2. n, switched by normally open electronic keys K2.1-K2.n, the source of the reference voltage U _about .

Данная схема работает следующим образом. Входной сигнал многоуровневого коммутатора 32, пропорциональный отношению давлений Р_т*/Р_н, поступает на инвертирующие входы элементарных компараторов DA1-DAn, к неинвертирующим входам которых подсоединен делитель напряжения, собранный на резисторах R1-R_n+1 и определяющий границы фиксируемых элементарными компараторами n интервалов изменения сигналов на их инвертирующих входах.This scheme works as follows. The input signal of the multi-level switch 32, proportional to the pressure ratio P _t * / P _n , is supplied to the inverting inputs of the elementary comparators DA1-DAn, to the non-inverting inputs of which a voltage divider is connected, assembled on the resistors R1-R _{n + 1} and determining the boundaries fixed by elementary comparators n intervals of signal changes at their inverting inputs.

При отсутствии входного сигнала многоуровневого коммутатора 32 выходные сигналы элементарных компараторов DA1-DAn соответствуют уровню логической "1", что обеспечивает замкнутое состояние всех электронных ключей и нулевой уровень сигнала на выходах многоуровневого коммутатора 32. In the absence of the input signal of the multilevel switch 32, the output signals of the elementary comparators DA1-DAn correspond to the logic level "1", which provides a closed state of all electronic keys and a zero signal level at the outputs of the multilevel switch 32.

Входной сигнал, соответствующий i-му интервалу Р_т*/Р_н вызовет срабатывание i первых элементарных компараторов DA1-DAi. Это приведет к появлению на их выходах напряжения логического "0" и, следовательно, размыканию электронных ключей K1.1-K1. i и K2.1-K2.i. Тем самым в цепочку формирования сигнала А1 будут подключены резисторы R1.1-R1.i, а также в цепочку формирования сигнала А2 будут подключены резисторы R2.1-R2.i. На выходах цепочек формирования сигналов А1 и А2, являющихся одновременно первым и вторым выходами многоуровневого коммутатора 32, сформируются сигналы A1ⁱ и A2ⁱ, напряжения которых определяются следующими соотношениями:
U $\binom{i}{A}$ ₁ =

U_on (11) где R

=

_1.j,

и U

\binom{i}{A}

₂ =

U_on (12) где R

=

R 2.j (i=

)
Величины сопротивлений резисторов, входящих в формулы (11), (12), выбираются таким образом, чтобы уровни сигналов А1 и А2 соответствовали значениям газодинамических функций A1=f

(1) и A2=f

(2) для i-го интервала изменения величины Р_т*/Р_н.The input signal corresponding to the i-th interval P _t * / P _n will trigger the i first elementary comparators DA1-DAi. This will lead to the appearance of a logic “0” voltage on their outputs and, consequently, the opening of electronic keys K1.1-K1. i and K2.1-K2.i. Thus, resistors R1.1-R1.i will be connected to the signal conditioning circuit A1, and resistors R2.1-R2.i will be connected to the signal conditioning circuit A2. At the outputs of the signal generation chains A1 and A2, which are both the first and second outputs of the multi-level switch 32, signals A1 ⁱ and A2 ^{i are} generated, the voltages of which are determined by the following relationships:
U

\binom{i}{A}

₁ =

U _on (11) where R

=

_1.j,

and U

\binom{i}{A}

₂ =

U _on (12) where R

=

R 2.j (i =

)
The resistance values of the resistors included in formulas (11), (12) are selected so that the signal levels A1 and A2 correspond to the values of the gas-dynamic functions A1 = f

(1) and A2 = f

(2) for the ith interval of the change in the value of P _t * / P _n .

Так, полагая, что U_A1 ⁱ = K₁ ^. A₁ ⁱ, U_A2 ⁱ = = K₂ ^. A₂ ⁱ, где К₁, К₂ - коэффициенты пропорциональности, получаем
R_1,j =

-

R 1.l, j=1,2,...i
R_2,j =

-

R 2.l, j=1,2,...i
Число n и величина интервалов изменения отношения Р_т*/Р_нназначаются, исходя из требуемой точности аппроксимации зависимостей (1) и (2). Так, для некоторого турбовинтового двигателя, характеризующегося следующим набором параметров: R_г= 287

, φ_с= 0,98, m=0,0397

, F_c = 0,3 [ м³ ], газодинамические функции A1 = f(Р_т*/Р_н), A2 = f(Р_т*/Р_н) имеют вид, представленный на фиг. 10. Рассмотрим примеры определения требуемого числа n указанных параметров, исходя из заданной точности вычисления газодинамических функций А1 и А2 при их аппроксимации линейными отрезками прямых.So, assuming that U _A1 ⁱ = K ₁ ^. A ₁ ⁱ , U _A2 ⁱ = = K ₂ ^. A ₂ ⁱ , where K ₁ , K ₂ are the proportionality coefficients, we obtain
R _{1, j} =

-

R 1.l, j = 1,2, ... i
R _{2, j} =

-

R 2.l, j = 1,2, ... i
The number n and the value of the intervals of the change in the ratio P _t * / P _n are assigned based on the required accuracy of approximation of dependencies (1) and (2). So, for some turboprop engine, characterized by the following set of parameters: R _g = 287

, φ _s = 0.98, m = 0.0397

, F _c = 0.3 [m ³ ], the gas-dynamic functions A1 = f (P _t * / P _n ), A2 = f (P _t * / P _n ) have the form shown in FIG. 10. Consider examples of determining the required number n of these parameters, based on the given accuracy of calculating the gas-dynamic functions A1 and A2 when they are approximated by linear segments of lines.

П р и м е р 1. Для указанного двигателя требуется точность (относительная погрешность) аппроксимации функции А1 меньше 5%. Результаты аппроксимации, удовлетворяющие указанному требованию, приведены в табл.1. PRI me R 1. For the specified engine requires accuracy (relative error) approximation of the function A1 is less than 5%. The approximation results that satisfy the specified requirement are given in table 1.

П р и м е р 2. Для того же двигателя требуемая точность аппроксимации функции А1 меньше 1% . Результаты вычислений, удовлетворяющие указанному требованию, приведены в табл.2. PRI me R 2. For the same engine, the required accuracy of approximation of the function A1 is less than 1%. The calculation results that satisfy the specified requirement are given in table.2.

Аналогично, могут быть получены результаты для функции. А2. Similarly, results for a function can be obtained. A2.

Таким образом, достигается любая наперед заданная точность алгоритма вычисления тяги сопла в широком диапазоне изменения условий полета и режимов работы двигателя. Thus, any predetermined accuracy of the algorithm for calculating the nozzle thrust in a wide range of changes in flight conditions and engine operating conditions is achieved.

Указанный алгоритм вычисления тяги сопла позволяет обеспечить высокую надежность и стабильность работы предлагаемой системы, так как: исключается выполнение промежуточных арифметических операций при непосредственном использовании для организации процедуры вычисления соответствующих формул (1), (2); как следствие, значительно упрощается диагностика возможных ошибок и их быстрое устранение; создаются условия для более простого и эффективного резервирования алгоритма; повышается быстродействие вычисления, тем самым достигается высокая достоверность управления и уменьшается перерасход ресурсов двигателя. The specified algorithm for calculating the nozzle thrust makes it possible to ensure high reliability and stability of the proposed system, since: intermediate arithmetic operations are excluded when directly used to organize the calculation procedure of the corresponding formulas (1), (2); as a result, the diagnosis of possible errors and their quick elimination is greatly simplified; conditions are created for a simpler and more efficient reservation of the algorithm; the computational speed is increased, thereby achieving high reliability control and reduced engine overruns.

Таким образом, в заявленном изобретении по сравнению с прототипом достигается повышение точности управления тягой турбовинтового двигателя за счет согласованного управления его параметрами и обеспечения требуемой точности вычисления тяги сопла в широком диапазоне режимов работы двигателя и условий полета. Это позволяет уменьшить удельный расход топлива в камеру сгорания двигателя, увеличить дальность полета летательного аппарата, увеличить ресурс двигателя. Thus, in the claimed invention, in comparison with the prototype, an increase in the accuracy of control of the thrust of a turboprop engine is achieved due to the coordinated control of its parameters and ensuring the required accuracy of calculating the thrust of the nozzle in a wide range of engine operating conditions and flight conditions. This allows you to reduce the specific fuel consumption in the combustion chamber of the engine, increase the flight range of the aircraft, increase engine life.

Claims

1. SYSTEM OF AUTOMATIC CONTROL OF TURBOIND ENGINE PARAMETERS, comprising an electromechanical front rotor speed sensor connected to an inverting input of the first electronic comparison element, with a non-inverting input of which the output of the front rotor electronic speed generator is connected, the second screw rotational speed input is connected to the second screw inlet electronic comparison element, with the non-inverting input of which the output of the electronic speed controller is connected I rear screw, the outputs of the first and second electronic comparison elements are connected to the inputs of the corresponding electronic isodromic regulators of the pitch of the screw, the output of the electronic software driver fuel consumption in the combustion chamber is connected to the non-inverting input of the third electronic comparison element, with the inverting input of which is connected the output of the electronic isodromic flow controller fuel into the combustion chamber, the output of the screw traction sensor is connected to the first inverting input of the fourth electronic element that comparison, with the second inverting input of which the output of the nozzle thrust calculator is connected, with the inputs of which the pressure sensor of undisturbed air flow at height H is connected, the flight speed sensor, the output of the electronic thrust driver is connected to the non-inverting input of the fourth electronic comparison element, the output of the fourth electronic element comparison is connected to the input of an electronic integrator, the output of which is connected to the input of a large-scale amplifier of electrical signals, the output of the electronic isod The main fuel consumption regulator in the combustion chamber is connected to the first input of the electronic selector, the second input of which is connected to the output of a large-scale electric signal amplifier, the output of the electronic selector is connected to the input of the metering device, characterized in that it additionally contains first and second summing amplifiers, a pressure sensor inhibited the flow behind the turbine, the temperature sensor of the inhibited flow behind the turbine, the fuel consumption sensor in the combustion chamber, the first inputs of the first and second sums the amplifiers of the electrical signals are connected respectively to the outputs of the first and second electronic isodromic regulators of the pitch of the screw, the second inputs of each summing amplifier of the electrical signals are connected to the output of the electronic integrator, the outputs of the first and second summing amplifiers of the electrical signals are connected respectively to the first and second actuators for changing the pitch of the screw, inlet flow pressure sensor behind the turbine, inlet flow temperature sensor behind the turbine, p sensor descent of the fuel in the combustion chamber are connected to inputs of the calculator thrust nozzle.

2. The system according to claim 1, characterized in that the nozzle thrust calculator contains the first and second division blocks, a multi-level switch, the first, second and third multiplication blocks, a functional converter that implements the square root extraction operation, the first and second subtraction blocks, the first and second the input of the nozzle thrust calculator is the input of the first division block, the second input of the nozzle thrust calculator is the second input of the first divider block and the inputs of the first and second multiplication blocks, the third input of the nozzle thrust calculator is the input of the functional transform of the generator, the fourth input of the calculator is the inverting input of the first subtraction unit, the fifth input of the nozzle thrust calculator is the second input of the multiplication unit, the output of the first division unit is connected to the input of the multi-level switch, the first and second outputs of the multi-level switch are connected respectively to the first inputs of the first and second multiplication blocks, the output of the second multiplication block is connected to the first input of the second division block, the output of the functional converter is connected to the second input of the second division block, the output of the second div The unit is connected to the inverting input of the first subtraction unit, the output of which is connected to the first input of the third unit of multiplication, the output of the third unit of multiplication is connected to the inverting input of the second unit of subtraction, with the non-inverting input of which the output of the first unit of multiplication is connected, the output of the second unit of subtraction is connected to the output of the traction computer nozzles.