RU2476915C2 - Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing - Google Patents

Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing Download PDF

Info

Publication number
RU2476915C2
RU2476915C2 RU2011119958/06A RU2011119958A RU2476915C2 RU 2476915 C2 RU2476915 C2 RU 2476915C2 RU 2011119958/06 A RU2011119958/06 A RU 2011119958/06A RU 2011119958 A RU2011119958 A RU 2011119958A RU 2476915 C2 RU2476915 C2 RU 2476915C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
thrust
pressure
jet nozzle
jet
Prior art date
Application number
RU2011119958/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2011119958A (en
Inventor
Юрий Александрович Эзрохи
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2011119958/06A priority Critical patent/RU2476915C2/en
Publication of RU2011119958A publication Critical patent/RU2011119958A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2476915C2 publication Critical patent/RU2476915C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: inflight measurements are used to define magnitude Rn.p. of ideal engine thrust as Rn.p.=Rcn.p.-GAVF, where Rcn.p. is conventional thrust of jet nozzle corresponding to full expansion of exhaust jet therein to barometric pressure, GA air flow rate at engine inlet, VF is aircraft flight velocity. In diagnostics, engine thrust is controlled by departure of Rn.p from reference value corresponding to engine thrust prior to engine operation.
EFFECT: higher accuracy of diagnostics.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а более точно касается диагностики состояния турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков (ТРДДсм).The invention relates to the field of aviation technology, and more specifically relates to the diagnosis of the state of a turbojet bypass engine with mixing flows (turbofan engine cm ).

Известен способ диагностики агрегатов летательных аппаратов по техническому состоянию, при котором с помощью комплекта датчиков: давления температуры, вибрации и т.д., блока коммутации и регистрации параметров, связанного с индикатором контроля и оповещения, регистрируют параметры, определяющие работу двигателя, накопленную повреждаемость каждой основной детали двигателя с учетом режимов работы двигателя, и по ним определяют остаточный ресурс двигателя (заявка РФ №2002106177).There is a known method for diagnosing aircraft units by technical condition, in which, using a set of sensors: temperature pressure, vibration, etc., a switching unit and registering parameters associated with a control and warning indicator, parameters are determined that determine the operation of the engine, the accumulated damage to each the main engine parts, taking into account the operating modes of the engine, and they determine the residual life of the engine (RF application No. 2002106177).

Известен способ диагностики авиационных двигателей сетевой системой, в котором измеряют параметры, характеризующие работу авиационного двигателя, датчиками, установленными на авиационном двигателе. Аппаратные средства диагностического сервера с базой данных и программными средствами считывают в сетевых линиях связи данные, характеризующие полетную работу, и данные неразрушающего контроля авиационного двигателя и, обработав их в соответствии с базами данных и математических моделей, выдают диагностику технического состояния авиационного двигателя в сетевые линии связи (патент РФ на ПМ №87816).A known method for diagnosing aircraft engines with a network system in which parameters characterizing the operation of an aircraft engine is measured by sensors mounted on an aircraft engine. The hardware of the diagnostic server with the database and software reads data describing the flight operation and data of non-destructive testing of the aircraft engine in the network communication lines and, having processed them in accordance with the databases and mathematical models, provides diagnostics of the technical condition of the aircraft engine in the network communication lines (RF patent for PM No. 87816).

Известен способ диагностики двигателя, основанный на способе контроля тяги турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков (ТРДДсм) (В.О.Боровик, В.М.Борщанский, В.А.Зозулин. Контроль величины тяги авиационных турбореактивных двигателей в условиях эксплуатации в сб. «Некоторые вопросы расчета и экспериментального исследования высотно-скоростных характеристик ГТД», Труды ЦИАМ №663, 1975, стр.240-254), в котором измеряют значения полного давления на входе в двигатель (Р* H), за компрессором низкого давления (Р* B) и за турбиной (Р* T), а также площади Fвых выходного сечения реактивного сопла, обработав их, по ним определяют значение параметров

Figure 00000001
или
Figure 00000002
характеризующих величину тяги двигателя (где
Figure 00000003
а FI и FII - значения площади на входе в камеру смешения из первого и второго контура соответственно).A known method for diagnosing an engine based on a method for controlling the thrust of a turbojet bypass engine with flow mixing ( cm turbofan engine) (V.O. Borovik, V.M. Borshchansky, V.A. Zozulin. Monitoring the thrust of aircraft turbojet engines under operating conditions in Sat . “Some questions of calculation and experimental study of the high-speed characteristics of a gas turbine engine”, TsIAM Proceedings No. 663, 1975, pp. 240-254), in which the total pressure at the engine inlet (P * H ) is measured, behind the low-pressure compressor ( P * B ) and behind the turbine (P * T ), as well as the area F o of the output section of the jet nozzle, after processing them, they determine the value of the parameters
Figure 00000001
or
Figure 00000002
characterizing the amount of engine thrust (where
Figure 00000003
and F I and F II are the values of the area at the entrance to the mixing chamber from the first and second circuit, respectively).

Недостатком данного способа является то, что он ограничивает контроль тяги двигателя только взлетным режимом, так как фактически оценивает значение тяги сопла без учета входного импульса набегающего потока.The disadvantage of this method is that it restricts the control of engine thrust only to the take-off mode, since it actually estimates the value of the nozzle thrust without taking into account the incoming impulse of the incoming flow.

Кроме того, рассмотренный способ не позволяет осуществлять диагностику двигателя по величине определенной таким образом тяги, так как оценивает значение действительной тяги с учетом реальных ограничений, например по максимальной площади раскрытия выходного сечения реактивного сопла; в силу чего полученное значение тяги не характеризует в полной мере потенциальные возможности двигателя. Поэтому рассмотренный известный способ ограничивает возможности диагностики двигателя, с одной стороны, областью применения (только взлетный режим), а с другой - не учетом потенциальных возможностей двигателя при наилучшем его регулировании, так как оценивает тягу при конкретно реализованном (возможно, неоптимальном) регулировании двигателя.In addition, the considered method does not allow engine diagnostics by the magnitude of the thrust so determined, since it estimates the value of the actual thrust taking into account real limitations, for example, by the maximum opening area of the exit section of the jet nozzle; due to which the obtained thrust value does not fully characterize the potential capabilities of the engine. Therefore, the known known method limits the scope of engine diagnostics, on the one hand, to the field of application (take-off mode only), and, on the other hand, not to take into account the potential capabilities of the engine with its best regulation, since it evaluates traction when the engine is specifically implemented (possibly non-optimal).

В основу изобретения положена задача повышения адекватности диагностики технического состояния ТРДДсм в условиях эксплуатации.The basis of the invention is to improve the adequacy of diagnosing the technical condition turbofan cm under operating conditions.

Технический результат - расширение функциональных возможностей диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков (ТРДДсм) за счет диагностики его технического состояния на всех режимах работы и определения степени ухудшения характеристик данного ТРДДсм с наработкой.The technical result is the expansion of the diagnostic capabilities of a turbojet dual-circuit engine with flow mixing ( cm turbofan engine) by diagnosing its technical condition at all operating modes and determining the degree of deterioration of the characteristics of this turbofan engine cm .

Поставленная задача решается тем, что в способе диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков (ТРДДсм), включающем измерение полетной информации, ее обработку и контроль тяги для диагностики ТРДДсм, замеряют скорость полета летательного аппарата (Vп), характеризующую скорость набегающего на вход в двигатель потока воздуха, частоту вращения (nв) вала низкого давления, статическое давление (РH) атмосферного воздуха, полную температуру (ТBX *) воздуха на входе в двигатель, полное давление за компрессором низкого давления (Р* в), полное давления за турбиной (Р* т), положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь критического сечения реактивного сопла (Fкр), по замерам определяют величину Rn.p идеальной тяги двигателя как Rn.p=Rcn.p-GBVП, где Rcn.p - условная тяга реактивного сопла, соответствующая полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления, Gв - расход воздуха на входе в двигатель, и контролируют тягу двигателя по отклонению Rn.p от эталонного значения, соответствующего тяге данного ТРДДсм до начала эксплуатации.The problem is solved in that in the method for diagnosing a turbojet bypass engine with flow mixing (turbofan engine cm ), including measuring flight information, processing and thrust control for diagnosing turbofan engine cm , measure the flight speed of the aircraft (V p ), which characterizes the speed of the incoming air flow engine rotational speed (n c) a low pressure shaft, the static pressure (P H) outside full temperature (T BX *) inlet air to the engine, the total pressure of the compressor bottom st pressure (P * c), the total pressure after the turbine (P * t), the position of the nozzle flaps, which characterizes the area of the critical section of the nozzle (F cr), from the measurements determined value R np ideal thrust both R np = R cn. p -G B V P , where R cn.p is the nominal thrust of the jet nozzle corresponding to the full expansion of the exhaust jet in it to atmospheric pressure, G in is the air flow rate at the engine inlet, and the thrust of the engine is controlled by the deviation of R np from the reference value , corresponding to the thrust of this turbofan engine, see before operation.

Предложенный способ основывается на использовании газодинамических соотношений, в том числе газодинамических функций π(λ), q(λ) и r(λ), для определения полного импульса сопла (см. Абрамович Г.Н. Прикладная фазовая динамика. В 2 ч. 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Наука., 1991. - Ч.1, стр.241-246), позволяющих определять параметр тяги по осредненному значению полного давления перед соплом.The proposed method is based on the use of gas-dynamic relations, including the gas-dynamic functions π (λ), q (λ) and r (λ), to determine the total momentum of the nozzle (see G. Abramovich. Applied phase dynamics. In 2 hours. 3 -th ed., revised and enlarged. - M .: Nauka., 1991. - Part 1, pp. 241-246), allowing to determine the thrust parameter by the averaged value of the total pressure in front of the nozzle.

Значение тяги Rn.p, с учетом входного импульса GВVП следует определять в соответствии с алгоритмом следующим образом:Value rods R np, with the input pulse B G V P must be determined in accordance with the algorithm as follows:

- определяют параметр

Figure 00000004
, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло как
Figure 00000005
где
Figure 00000006
- отношение значений площади на входе в камеру смешения из первого и второго контура соответственно,- determine the parameter
Figure 00000004
proportional to the total pressure at the inlet of the jet nozzle as
Figure 00000005
Where
Figure 00000006
- the ratio of the values of the area at the entrance to the mixing chamber from the first and second circuit, respectively,

- определяют условное значение приведенной скорости λс п.р в выходном сечении реактивного сопла, соответствующее полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления по функции, обратной газодинамической функции π(λ), по предварительно вычисленному параметру, характеризующему располагаемый перепад давлений в реактивном сопле

Figure 00000007
- determine the conditional value of the reduced velocity λ with sp in the output section of the jet nozzle, corresponding to the full expansion of the exhaust jet to atmospheric pressure in it by the function inverse of the gas dynamic function π (λ), according to a previously calculated parameter characterizing the available pressure drop in the jet nozzle
Figure 00000007

- определяют условную площадь Fcn.p выходного сечения сопла, соответствующую полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления

Figure 00000008
- determine the conditional area F cn.p of the outlet section of the nozzle corresponding to the full expansion of the exhaust stream to atmospheric pressure
Figure 00000008

- определяют условную тягу реактивного сопла, соответствующую полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления

Figure 00000009
- determine the conditional thrust of the jet nozzle corresponding to the full expansion of the exhaust jet in it to atmospheric pressure
Figure 00000009

- с учетом входного импульса GВVП определяют величину идеальной тяги двигателя, соответствующей полному расширению выхлопной струи в реактивном сопле до атмосферного давления Rn.p=Rcn.p-GВVП, где q(λ), r(λ)- газодинамические функции;- taking into account the input pulse B G V P determine the value of the ideal traction motor corresponding to the full expansion of the exhaust jet of a jet nozzle to atmospheric pressure R np = R cn.p -G n B V where q (λ), r (λ ) - gas dynamic functions;

Fкр - площадь критического сечения реактивного сопла;F cr - the area of the critical section of the jet nozzle;

λсп.р - приведенная скорость газа в выходном сечении сопла, соответствующая полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления;λ sp.r is the reduced gas velocity in the outlet section of the nozzle, corresponding to the full expansion of the exhaust stream to atmospheric pressure;

GB - расход воздуха через двигатель, который определяют расчетным путем по измеренному значению частоты вращения вала низкого давления nB, характеризующему приведенный расход воздуха через двигатель, измеренному значению полного давления за компрессором низкого давления Р* в и измеренному значению полной температуры воздуха на входе в двигатель ТBX *.G B is the air flow through the engine, which is determined by calculation of the measured value of the low-speed shaft rotation speed n B , characterizing the reduced air flow through the engine, the measured total pressure behind the low-pressure compressor P * c and the measured value of the total air inlet temperature TX BX engine * .

Способ, согласно изобретению, осуществляют следующим образом. При работе ТРДДсм измеряют текущие параметры, характеризующие работу ТРДДсм в полете, и обрабатывают результаты измерений по алгоритму с получением значения диагностического параметра, характеризующего текущую величину идеальной тяги ТРДДcм, соответствующей полному расширению в реактивном сопле выхлопной струи до атмосферного давления, и по его отклонению от эталонного значения проводят диагностику состояния ТРДДсм.The method according to the invention is as follows. In operation turbofan cm measured current parameters characterizing the operation of turbofan cm in flight, and treated with measurement results by the algorithm to obtain the value of the diagnostic parameter characterizing the current value of a great thrust turbojet cm corresponding full expansion in the jet nozzle exhaust stream to atmospheric pressure, and at its deviation from the reference value conduct diagnostics of the state of the turbofan engine see

Согласно изобретению в качестве параметров, характеризующих работу ТРДДсм в полете, используют данные датчиков термогазодинамических параметров двигателя и самолета, а также частоты вращения ротора и критического сечения реактивного сопла, а именно: скорость набегающего на вход в двигатель потока воздуха (VП), частоту вращения вала низкого давления (nв), статическое давление атмосферного воздуха (РH), полную температуру воздуха на входе в двигатель (Т* вх), полное давление за компрессором низкого давления и полное давления за турбиной (Р* в и Р* т) соответственно, а также площадь критического сечения реактивного сопла (Fкр).According to the invention as parameters characterizing the operation of turbofan cm in flight, using sensor data termogazodinamicheskih engine parameters and aircraft, as well as the rotor speed and the critical section of the nozzle, namely speed incident on the entrance to the air flow motor (V P), the frequency rotation of the low-pressure shaft (n in ), the static pressure of atmospheric air (P H ), the total air temperature at the engine inlet (T * in ), the total pressure behind the low-pressure compressor and the total pressure behind the turbine (P * in and P * t ), respectively, as well as the critical cross-sectional area of the jet nozzle (F cr ).

Исходя из значений измеренных параметров, их обрабатывают по вышеуказанному алгоритму и определяют:Based on the values of the measured parameters, they are processed according to the above algorithm and determine:

- параметр

Figure 00000004
, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло
Figure 00000010
, где
Figure 00000006
отношение значений площади на входе в камеру смешения из первого и второго контура соответственно;- parameter
Figure 00000004
proportional to the total pressure at the inlet of the jet nozzle
Figure 00000010
where
Figure 00000006
the ratio of the area at the entrance to the mixing chamber from the first and second circuit, respectively;

- условное значение приведенной скорости λс п.р в выходном сечении реактивного сопла, соответствующее полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления по функции, обратной газодинамической функции π(λ), по предварительно вычисленному параметру, характеризующему располагаемый перепад давлений в реактивном сопле

Figure 00000011
- the conditional value of the reduced velocity λ with sp in the outlet cross section of the jet nozzle, corresponding to the full expansion of the exhaust jet to atmospheric pressure in it by the function inverse of the gas dynamic function π (λ), according to a previously calculated parameter characterizing the available pressure drop in the jet nozzle
Figure 00000011

- условную площадь выходного сечения сопла, соответствующую полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления

Figure 00000012
где q(λ) - газодинамическая функция;- the conditional area of the nozzle exit section corresponding to the full expansion of the exhaust stream to atmospheric pressure
Figure 00000012
where q (λ) is the gas-dynamic function;

- условную тягу реактивного сопла, соответствующую полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления

Figure 00000013
где r(λ) - газодинамическая функция;- conditional thrust of the jet nozzle, corresponding to the full expansion of the exhaust jet in it to atmospheric pressure
Figure 00000013
where r (λ) is the gas-dynamic function;

- параметр Rn.p=Rcn.p-GВVП, характеризующий идеальную тягу двигателя, соответствующую полному расширению выхлопной струи в реактивном сопле до атмосферного давления Rn.p=f(Rcn.p,nв,Vn,P* в,T* вх) с учетом входного импульса GВVП.- parameter R np = R cn.p -G V n In characterizing the ideal engine power corresponding to the full expansion of the exhaust jet of a jet nozzle to atmospheric pressure R np = f (R cn.p, n a, V n, P * in , T * Rin) in view of the input pulse B G V P.

Расход воздуха GВ определяют расчетным путем по измеренному значению частоты вращения вала низкого давления nв, характеризующему приведенный расход воздуха через двигатель, измеренному значению полного давления за компрессором низкого давления Р* в и измеренному значению полной температуры воздуха на входе в двигатель Твх *.The air flow rate G B is determined by calculation from the measured value of the rotational speed of the low-pressure shaft n в , characterizing the reduced air flow through the engine, the measured value of the total pressure behind the low-pressure compressor P * in and the measured value of the total air temperature at the engine inlet T in * .

Контролируют состояние двигателя по отклонению тяги Rn.p от ее эталонного значения, соответствующего данному ТРДДсм до начала эксплуатации, которое определяют по номограммам или математической модели двигателя.The condition of the engine is monitored by the deviation of the thrust R np from its reference value corresponding to the given turbofan engine cm before operation, which is determined by nomograms or a mathematical model of the engine.

Параметр Rcn.p учитывает идеальную тягу реактивного сопла, соответствующую полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления, что позволяет расширить возможность диагностики состояния ТРДДсм на всех режимах его работы.Parameter R cn.p allows for ideal thrust nozzle corresponding full expansion therein the exhaust stream to atmospheric pressure, thus expanding the possibility of diagnosing the state of turbofan cm in all modes of operation.

Параметр в виде разницы Rn.p и ее эталонного значением, соответствующего данному двигателю до начала эксплуатации, характеризует степень ухудшения характеристик данного ТРДДсм с наработкой, и его учет позволяет расширить возможность диагностики состояния ТРДДсм.The parameter in the form of the difference R np and its reference value corresponding to this engine before the start of operation, characterizes the degree of deterioration of the characteristics of this turbofan engine, see the operating time, and taking it into account allows you to expand the diagnostic capabilities of the turbofan engine see

Изобретение иллюстрируется рисунком, на котором схематично представлена система для реализации способа.The invention is illustrated in the figure, which schematically shows a system for implementing the method.

Система для диагностики ТРДДсм 1 как объекта контроля на летательном аппарате 10 включает датчик 2 скорости полета летательного аппарата (VП), характеризующей скорость набегающего на вход в двигатель потока воздуха, датчик 3 частоты вращения (nв), характеризующей частоту вращения вала низкого давления, датчик 4 давления (РH), характеризующего статическое давление атмосферного воздуха, датчик 5 температуры (Твх *), характеризующей полную температуру воздуха на входе в двигатель, датчики 6 и 7 давления (Р* в и Р* т), характеризующего полное давление за компрессором низкого давления и полное давление за турбиной соответственно.The system for diagnosing a turbofan engine cm 1 as an object of control on an aircraft 10 includes a sensor 2 for the flight speed of the aircraft (V P ), which characterizes the speed of the incoming air flow to the engine, and sensor 3 for rotational speed (n in ), which characterizes the frequency of rotation of the low-pressure shaft 4 the pressure sensor (P H), indicative of the static air pressure sensor 5, the temperature (T in *) characterizing the total air temperature at the inlet to the engine, sensors 6 and 7 the pressure (P * a and R * t) characterizing the complete giving the pressure behind the low-pressure compressor and the total pressure behind the turbine, respectively.

Система включает также датчик 8 положения створок реактивного сопла, характеризующего площадь критического сечения реактивного сопла (Fкр), программный блок 9 контроля тяги и регистрирующий прибор - индикатор 11, связанный с выходом программного блока 9.The system also includes a sensor 8 for the position of the flaps of the jet nozzle, characterizing the critical cross-sectional area of the jet nozzle (F cr ), a program unit 9 for traction control and a recording device, an indicator 11, associated with the output of the program unit 9.

Программный блок 9 выполнен с возможностью определять условную тягу Fcp реактивного сопла, соответствующую полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления, и условную тягу двигателя, соответствующую полному расширению выхлопной струи в реактивном сопле до атмосферного давления в виде функции Rn.p=f(Rcn.p, nB, Vn, P* B, T* вх), учитывающей входной импульс GВVП, где GВ - расход воздуха на входе в двигатель, VП - скорость полета летательного аппарата.The program unit 9 is configured to determine the nominal thrust F cp of the jet nozzle corresponding to the full expansion of the exhaust jet in it to atmospheric pressure, and the conventional thrust of the engine corresponding to the full expansion of the exhaust jet in the jet nozzle to atmospheric pressure in the form of a function R np = f (R cn.p , n B , V n , P * B , T * in ) taking into account the input impulse G B V P , where G B is the air flow rate at the engine inlet, V P is the flight speed of the aircraft.

Индикатор 11 отображает отклонение полученной величины от эталонной, соответствующей данному двигателю до начала эксплуатации и вычисленной, например, по номограммам или математической модели двигателя.Indicator 11 displays the deviation of the obtained value from the reference corresponding to the given engine before operation and calculated, for example, by nomograms or a mathematical model of the engine.

Изобретение позволяет существенно расширить функциональные возможности диагностики состояния турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков (ТРДДсм).The invention allows to significantly expand the diagnostic capabilities of the state of a turbojet dual-circuit engine with flow mixing (turbofan engine cm ).

Изобретение может быть использовано в системах диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков в условиях эксплуатации.The invention can be used in diagnostic systems for a turbojet bypass engine with flow mixing under operating conditions.

Claims (1)

Способ диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков (ТРДДсм), включающий измерение полетной информации, ее обработку и контроль тяги для диагностики ТРДДсм, отличающийся тем, что замеряют скорость полета летательного аппарата (Vп), характеризующую скорость набегающего на вход в двигатель потока воздуха, частоту вращения (nв) вала низкого давления, статическое давление (Рн) атмосферного воздуха, полную температуру (Tвх *) воздуха на входе в двигатель, полное давление за компрессором низкого давления (Р* в), полное давление за турбиной (Р* т), положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь критического сечения реактивного сопла (Fкр), по замерам определяют величину Rп.p идеальной тяги двигателя как Rп.p=Rcп.p-GвVп, где Rcп.p - условная тяга реактивного сопла, соответствующая полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления, Gв - расход воздуха на входе в двигатель, и контролируют тягу двигателя по отклонению Rп.p от эталонного значения, соответствующего тяге данного ТРДДсм до начала эксплуатации, причем условную тягу Rcп.p определяют в соответствии с алгоритмом следующим образом:
- определяют параметр
Figure 00000004
, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло как
Figure 00000014
где
Figure 00000006
- отношение значений площади на входе в камеру смешения из первого и второго контура соответственно,
- определяют условное значение приведенной скорости λсп.р в выходном сечении реактивного сопла, соответствующее полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления по функции, обратной газодинамической функции π(λ), по предварительно вычисленному параметру, характеризующему располагаемый перепад давлений в реактивном сопле
Figure 00000015

- определяют условную площадь Fcп.p выходного сечения сопла, соответствующую полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления
Figure 00000016

определяют условную тягу реактивного сопла, соответствующую полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления
Figure 00000017

с учетом входного импульса GвVп определяют величину идеальной тяги двигателя, соответствующей полному расширению выхлопной струи в реактивном сопле до атмосферного давления Rп.p=Rcп.p-GвVп, где q(λ), r(λ) - газодинамические функции,
Fкр - площадь критического сечения реактивного сопла;
λсп.р - приведенная скорость газа в выходном сечении сопла, соответствующая полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления. A method for diagnosing a turbojet bypass engine with flow mixing ( cm turbofan engine), including measuring flight information, processing and traction control for diagnosing turbofan engine cm , characterized in that they measure the flight speed of the aircraft (V p ), which characterizes the speed of the flow incident on the engine input air, rotational speed (n in ) of the low-pressure shaft, static pressure (P n ) of atmospheric air, full temperature (T in * ) of air at the engine inlet, total pressure behind the low-pressure compressor (P * in ), the total pressure behind the turbine (P * t ), the position of the nozzle flaps, characterizing the critical section area of the jet nozzle (F cr ), from the measurements determine the value of R p p of ideal engine thrust as R p p = R cp G in V p , where R cp.p is the nominal thrust of the jet nozzle corresponding to the full expansion of the exhaust jet in it to atmospheric pressure, G in is the air flow rate at the engine inlet, and the engine thrust is controlled by the deviation of R p p from the reference value corresponding to this thrust turbojet cm to start operation, and conditional thrust R cp.p is determined in accordance with the algorithm as follows:
- determine the parameter
Figure 00000004
proportional to the total pressure at the inlet of the jet nozzle as
Figure 00000014
Where
Figure 00000006
- the ratio of the values of the area at the entrance to the mixing chamber from the first and second circuit, respectively,
- determine the conditional value of the reduced speed λ sp.r in the outlet section of the jet nozzle, corresponding to the full expansion of the exhaust jet to atmospheric pressure in it by the function inverse of the gas-dynamic function π (λ), by a pre-calculated parameter characterizing the available pressure drop in the jet nozzle
Figure 00000015

- determine the conditional area F cp.p of the nozzle exit section corresponding to the full expansion of the exhaust stream to atmospheric pressure
Figure 00000016

determine the conditional thrust of the jet nozzle corresponding to the full expansion of the exhaust jet in it to atmospheric pressure
Figure 00000017

taking into account the input pulse G in V p determine the value of the ideal engine thrust corresponding to the full expansion of the exhaust jet in the jet nozzle to atmospheric pressure R p p = R cp p -G in V p , where q (λ), r (λ) - gas dynamic functions,
F cr - the area of the critical section of the jet nozzle;
λ sp.r - reduced gas velocity in the outlet section of the nozzle, corresponding to the full expansion of the exhaust stream to atmospheric pressure.
RU2011119958/06A 2011-05-19 2011-05-19 Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing RU2476915C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011119958/06A RU2476915C2 (en) 2011-05-19 2011-05-19 Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011119958/06A RU2476915C2 (en) 2011-05-19 2011-05-19 Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011119958A RU2011119958A (en) 2012-11-27
RU2476915C2 true RU2476915C2 (en) 2013-02-27

Family

ID=49121671

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011119958/06A RU2476915C2 (en) 2011-05-19 2011-05-19 Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2476915C2 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2578780C1 (en) * 2015-01-20 2016-03-27 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Aircraft turbojet engine control method
RU2596413C1 (en) * 2015-03-25 2016-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of determining thrust in flight of bypass turbojet engine with mixing of flows
RU2649715C1 (en) * 2016-12-06 2018-04-04 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics
RU2665142C1 (en) * 2017-08-22 2018-08-28 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of flight diagnostics of units of turbofan engine with flow mixing

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4587614A (en) * 1982-12-28 1986-05-06 United Technologies Corporation System fault detection in electrostatic flow diagnostics
RU2243134C2 (en) * 2002-03-07 2004-12-27 Ростовский Вертолетный Производственный Комплекс - Открытое Акционерное Общество "Роствертол" Autonomous system for diagnostics of flying vehicles
US7475545B2 (en) * 2005-04-29 2009-01-13 General Electric Company Fladed supersonic missile turbojet
RU2369854C2 (en) * 2007-10-01 2009-10-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method to control gas turbine engine state
RU87816U1 (en) * 2009-06-17 2009-10-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации NETWORK SYSTEM FOR DIAGNOSTICS OF AIRCRAFT ENGINES

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4587614A (en) * 1982-12-28 1986-05-06 United Technologies Corporation System fault detection in electrostatic flow diagnostics
RU2243134C2 (en) * 2002-03-07 2004-12-27 Ростовский Вертолетный Производственный Комплекс - Открытое Акционерное Общество "Роствертол" Autonomous system for diagnostics of flying vehicles
US7475545B2 (en) * 2005-04-29 2009-01-13 General Electric Company Fladed supersonic missile turbojet
RU2369854C2 (en) * 2007-10-01 2009-10-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method to control gas turbine engine state
RU87816U1 (en) * 2009-06-17 2009-10-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации NETWORK SYSTEM FOR DIAGNOSTICS OF AIRCRAFT ENGINES

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
БОРОВИК В.О. и др. Контроль величины тяги авиационных турбореактивных двигателей в условиях эксплуатации. Сборник «Некоторые вопросы расчета и экспериментального исследования высотно-скоростных характеристик ГТД», Труды ЦИАМ No.663, 1975, с.240-254. *
БОРОВИК В.О. и др. Контроль величины тяги авиационных турбореактивных двигателей в условиях эксплуатации. Сборник «Некоторые вопросы расчета и экспериментального исследования высотно-скоростных характеристик ГТД», Труды ЦИАМ №663, 1975, с.240-254. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2578780C1 (en) * 2015-01-20 2016-03-27 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Aircraft turbojet engine control method
RU2596413C1 (en) * 2015-03-25 2016-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of determining thrust in flight of bypass turbojet engine with mixing of flows
RU2649715C1 (en) * 2016-12-06 2018-04-04 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics
RU2665142C1 (en) * 2017-08-22 2018-08-28 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of flight diagnostics of units of turbofan engine with flow mixing

Also Published As

Publication number Publication date
RU2011119958A (en) 2012-11-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20190353559A1 (en) Apparatus for evaluating turbine engine system stability
EP2168100B1 (en) Engine health monitoring
EP1114991A2 (en) Methods and systems for estimating engine faults
EP3171004A1 (en) Method and system for improving parameter measurement
EP3401749A1 (en) Fault detection using high resolution realms
EP2559863A2 (en) Method and system for analysis of turbomachinery
US10767507B2 (en) Foreign object debris trending concept and design
RU2476915C2 (en) Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing
US9043054B2 (en) Method for determining the speed air aircraft and aircraft equipped with means for implementation
US20130220004A1 (en) Debris detection in turbomachinery and gas turbine engines
US9228915B2 (en) Method and system for detecting a flow blockage in a pipe
EP4194675A1 (en) Method and system for determining aircraft engine inlet total pressure
Zerobin et al. The unsteady flow field of a purged high pressure turbine based on mode detection
RU2649715C1 (en) Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics
RU2596413C1 (en) Method of determining thrust in flight of bypass turbojet engine with mixing of flows
EP3012439B1 (en) Method to determine inertia in a shaft system
McGowan et al. Experimental vibration analysis of an aircraft diesel engine turbocharger
Goodwin Turbofan Ice Crystal Rollback Investigation and Preparations Leading to the Second, Heavily Instrumented, Ice Crystal Engine Test at NASA PSL-3 test Facility
McGowan et al. Structural Dynamics and Aeroelasticity of Airborne Diesel Engine Turbochargers
RU2517264C2 (en) Method to diagnose technical condition of aviation gas turbine engines
RU2665142C1 (en) Method of flight diagnostics of units of turbofan engine with flow mixing
Zhang et al. Model-based degradation inference for auxiliary power unit start system
US9371811B2 (en) Methods and systems for operating a gas turbine engine
RU2310100C2 (en) Method to protect gas-turbine engine from unstable operation of compressor
Rozman et al. Characterizing Flow Instabilities During Transient Events in the Turbine Rim Seal Cavity

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200520