RU2649715C1 - Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics - Google Patents

Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics Download PDF

Info

Publication number
RU2649715C1
RU2649715C1 RU2016147661A RU2016147661A RU2649715C1 RU 2649715 C1 RU2649715 C1 RU 2649715C1 RU 2016147661 A RU2016147661 A RU 2016147661A RU 2016147661 A RU2016147661 A RU 2016147661A RU 2649715 C1 RU2649715 C1 RU 2649715C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
flight
value
inlet
thrust
Prior art date
Application number
RU2016147661A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Александрович Эзрохи
Елена Александровна Хорева
Илья Сергеевич Кизеев
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 RU2016147661A priority Critical patent/RU2649715C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2649715C1 publication Critical patent/RU2649715C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building, refers the determination of bypass turbojet with mixing of flows parameters in flight and can be used for diagnostics of its state under operating conditions. Preliminary measuring the degree of the total airflow pressure unevenness at the engine inlet at all stationary flight modes of its operation, to determine the engine thrust value in a specific stationary flight mode, using the corrected value of the air flow at the engine inlet and the averaged value of the total pressure behind the low pressure compressor, calculated taking into account of the air flow total pressure unevenness degree at the engine inlet for a particular stationary flight operating mode of the engine, and the technical state of the engine is estimated by the certain engine thrust value deviation from the reference value for the specified flight mode.
EFFECT: invention makes it possible to increase the in-flight diagnosis reliability of the turbojet engine state by increasing the accuracy of determining of the engine thrust value and in its values changes range caused by the influence of external conditions, taking into account of the total air pressure unevenness degree at the engine inlet.
1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается определения в полете параметров двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков и может быть использовано для диагностики его состояния в условиях эксплуатации.The invention relates to aircraft engine manufacturing, for determining in flight the parameters of a dual-circuit turbojet engine with flow mixing and can be used to diagnose its condition under operating conditions.

Известен способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, заключающийся в том, что измеряют на полетном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя (ЕР №342970).There is a method of flight diagnostics of an aircraft turbojet dual-circuit engine, which consists in measuring the environmental parameters and operating parameters of the engine during flight operation of the engine, processing the measured parameters, calculating the air flow at the engine inlet, determining the thrust of the engine and judging by its value on the technical condition of the engine (EP No. 342970).

В качестве параметров внешней окружающей среды в известном способе измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, величину скорости и ускорения самолета, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель, термодинамические параметры газов и другие параметры, характеризующие термодинамические процессы в двигателе.As parameters of the external environment in the known method, the total temperature, static pressure and free air velocity at the engine inlet, the speed and acceleration of the aircraft are measured, and the engine speed of the low-pressure compressor, the total pressure behind the low-pressure compressor, are measured pressure, total pressure behind the turbine, total pressure in the secondary circuit, fuel consumption supplied to the engine, thermodynamic parameters of gases and other parameters, uyuschie thermodynamic processes in the engine.

Полная тяга двигателя в известном способе определяется как разность тяги реактивного сопла и входного импульса с учетом углов атаки и скольжения, при этом измерения проводятся на всех стационарных и переходных режимах работы двигателя.The full thrust of the engine in the known method is defined as the difference between the thrust of the jet nozzle and the input pulse, taking into account the angles of attack and slip, while measurements are carried out at all stationary and transient modes of engine operation.

Недостатком известного способа является сложность измерения и анализа большого количества параметров, а также достаточно высокая погрешность при определении величины тяги двигателя (более 5%), что затрудняет использовать этот способ для полетной диагностики авиационных двигателей.The disadvantage of this method is the difficulty of measuring and analyzing a large number of parameters, as well as a sufficiently high error in determining the thrust of the engine (more than 5%), which makes it difficult to use this method for flight diagnostics of aircraft engines.

Известен способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, причем в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной и положение створок реактивного сопла (RU №2476915).There is a method of flight diagnostics of an aircraft turbojet dual-circuit engine with flow mixing, which consists in measuring the external environment and operating parameters of the engine at stationary engine operation, processing the measured parameters, calculating the air flow rate at the engine inlet, determining the engine thrust and its value is judged on the technical condition of the engine, and the total temperature, static pressure, and c the speed of the incoming air flow at the engine inlet, and as the engine operating parameters, the shaft speed of the low-pressure compressor, the total pressure behind the low-pressure compressor, the total pressure behind the turbine and the position of the nozzle flaps are measured (RU No. 2476915).

В известном способе определяют идеальное значение тяги реактивного сопла, соответствующее полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления, а тягу двигателя определяют путем вычитания из полученного значения тяги реактивного сопла величины импульса набегающего потока.In the known method, the ideal value of the thrust of the jet nozzle corresponding to the full expansion of the exhaust jet to atmospheric pressure is determined, and the thrust of the engine is determined by subtracting the impulse of the incoming flow from the obtained thrust value of the jet nozzle.

Недостатком этого способа диагностирования является то, что он ограничивает возможность расчетной оценки тяги двигателя режимом работы двигателя с полным расширением выхлопной струи в сопле, что существенно снижает функциональные возможности применения этого способа.The disadvantage of this diagnostic method is that it limits the possibility of a calculated estimate of the engine thrust to the engine operating mode with full expansion of the exhaust jet in the nozzle, which significantly reduces the functionality of this method.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, причем в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь его критического сечения (RU №2596413).The closest analogue of the invention is a method for flight diagnostics of an aircraft turbojet bypass engine with flow mixing, which consists in measuring the external environment and operating parameters of the engine at stationary engine operation, processing the measured parameters, calculating the air flow rate at the engine inlet, and determining the value thrust of the engine and its value judges the technical condition of the engine, moreover, as the parameters of the external environment measure the full temperature, static pressure and the speed of the incoming air flow at the engine inlet, and as the engine operating parameters, the shaft speed of the low-pressure compressor, the total pressure behind the low-pressure compressor, the total pressure behind the turbine, the total pressure in the secondary circuit, fuel consumption, are measured fed into the engine and the position of the valves of the jet nozzle, characterizing the area of its critical section (RU No. 2596413).

В известном способе диагностирования величину тяги двигателя определяют с учетом реальной величины расширения выхлопной струи в реактивном сопле, что позволяет снизить погрешность при определении величины силы тяги двигателя в полете примерно до 1,5%. Но и при такой величине погрешности диагностика общего состояния двигателя по величине тяги двигателя может иметь неоднозначные результаты.In the known diagnostic method, the engine thrust value is determined taking into account the actual value of the exhaust jet expansion in the jet nozzle, which allows to reduce the error in determining the magnitude of the engine thrust in flight to about 1.5%. But even with such a magnitude of error, diagnostics of the general condition of the engine by the magnitude of the engine thrust can have mixed results.

Существенную долю погрешности при определении величины силы тяги двигателя вносит снижение физического расхода воздуха на входе в двигатель, связанное с неравномерностью величины полного давления воздуха на выходе из воздухозаборника. Осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления, влияющее на значение полного давления перед соплом, и в конечном итоге, приведенную скорость потока на срезе реактивного сопла и его выходной импульс, также будет отличаться от измеренного значения расхода воздуха на входе в двигатель. Поэтому в диапазон рассчитанных значений полетной тяги при штатной работе узлов, элементов и систем двигателя необходимо включать и изменения значений силы тяги, вызванные влиянием отмеченных выше внешних условий.A significant proportion of the error in determining the magnitude of the engine thrust is introduced by a decrease in the physical air flow rate at the engine inlet due to the non-uniformity of the total air pressure at the outlet of the air intake. The averaged value of the total pressure behind the low-pressure compressor, which affects the value of the total pressure in front of the nozzle, and ultimately, the reduced flow rate at the jet nozzle exit and its output pulse, will also differ from the measured value of the air inlet to the engine. Therefore, in the range of calculated values of flight thrust during normal operation of the nodes, elements and systems of the engine, it is necessary to include changes in the values of thrust due to the influence of the external conditions noted above.

Техническая проблема решаемая изобретением заключается в том, что необходимо учитывать степень неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель при определении величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий, в процессе проведения полетной диагностики турбореактивного двигателя.The technical problem solved by the invention is that it is necessary to take into account the degree of unevenness of the total air pressure at the engine inlet when determining the magnitude of the engine thrust and the range of variation of its values caused by the influence of external conditions during the flight diagnostics of a turbojet engine.

Техническим результатом изобретения является повышение достоверности полетного диагностирования состояния турбореактивного двигателя путем повышения точности определения величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий.The technical result of the invention is to increase the reliability of flight diagnostics of the state of a turbojet engine by increasing the accuracy of determining the magnitude of the engine thrust and the range of variation of its values caused by the influence of external conditions.

Этот технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь его критического сечения.This technical result is achieved due to the fact that when implementing the method of flight diagnostics of an aircraft turbojet dual-circuit engine with mixing flows, the environmental parameters and operating parameters of the engine are measured at a stationary engine operating mode, the measured parameters are processed, the air flow rate at the engine inlet is calculated, the value is determined thrust of the engine and its value judges the technical condition of the engine, as parameters of the external environment measure the total temperature, static pressure and free air velocity at the engine inlet, and as the engine operating parameters, the shaft speed of the low-pressure compressor, the total pressure behind the low-pressure compressor, the total pressure behind the turbine, the total pressure in the secondary circuit, the fuel flow rate are measured into the engine and the position of the flaps of the jet nozzle, characterizing the area of its critical section.

Согласно изобретению предварительно измеряют степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель на всех стационарных полетных режимах его работы, для определения величины тяги двигателя на конкретном стационарном полетном режиме используют скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель и осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления, рассчитанные с учетом степени неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель для конкретного стационарного полетного режима работы двигателя, а техническое состояние двигателя оценивают по отклонению величины определенной тяги двигателя от эталонной величины для указанного полетного режима.According to the invention, the degree of unevenness of the total pressure of the air flow at the engine inlet at all stationary flight modes of its operation is preliminarily measured. To determine the thrust of the engine in a particular stationary flight mode, the adjusted value of the air flow at the engine inlet and the average value of the total pressure behind the low-pressure compressor are used calculated taking into account the degree of unevenness of the total pressure of the air flow at the engine inlet for a specific stationary oletnogo engine operating condition, and the technical state of the engine is evaluated by the deviation values determined from the thrust reference value for said flight mode.

Определение величины тяги двигателя и оценка технического состояния двигателя может осуществляться, по меньшей мере, на двух стационарных полетных режимах работы двигателя.Determining the thrust of the engine and assessing the technical condition of the engine can be carried out at least in two stationary flight modes of the engine.

Существенность отличительных признаков способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение позволяет получить технический результат изобретения - повышение достоверности полетного диагностирования состояния турбореактивного двигателя путем повышения точности определения величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий, с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель.The significance of the distinguishing features of the method for flight diagnostics of an aircraft turbojet bypass engine with flow mixing is confirmed by the fact that only the totality of all actions and operations describing the invention allows to obtain the technical result of the invention - improving the reliability of flight diagnostics of the state of a turbojet engine by increasing the accuracy of determining the magnitude of the engine thrust and range its values caused by the influence of external conditions, taking into account fine unevenness full air pressure at the inlet of the engine.

Пример реализации способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков поясняется чертежами, где:An example of the implementation of the method of flight diagnostics of an aircraft turbojet bypass engine with mixing flows is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 схематично представлена система полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков;in FIG. 1 schematically shows a flight diagnostics system for an aircraft turbojet bypass engine with flow mixing;

на фиг. 2 представлены диаграммы распределения полного давления на входе в двигатель.in FIG. 2 shows the distribution diagrams of the total pressure at the engine inlet.

Диагностируемый авиационный турбореактивный двухконтурный двигатель со смешением потоков содержит входное устройство 1, компрессор низкого давления 2, компрессор высокого давления 3, основную камеру сгорания 4 с системой подачи топлива 5, турбину высокого давления 6, турбину низкого давления 7, камеру смешения 8, сообщенную с каналом второго контура 9, форсажную камеру 10 с системой подачи топлива 11 и реактивное сопло 12.The diagnosed aviation turbofan dual-circuit engine with flow mixing comprises an input device 1, a low pressure compressor 2, a high pressure compressor 3, a main combustion chamber 4 with a fuel supply system 5, a high pressure turbine 6, a low pressure turbine 7, a mixing chamber 8 in communication with the channel the second circuit 9, the afterburner 10 with the fuel supply system 11 and the jet nozzle 12.

Система диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя содержит датчики параметров внешней окружающей среды 13, установленные на входе в двигатель во входном устройстве 1, в частности датчик температуры 14, датчик статического давления атмосферного воздуха 15 и датчик скорости 16 набегающего потока воздуха, подключенные через преобразователи 17 к вычислительному устройству 18. Датчики полного давления 19 с преобразователями 20 установлены за компрессором низкого давления 2, за турбиной низкого давления 7 и в канале второго контура 9. Датчики расхода топлива 21 с преобразователями 22 установлены в камере сгорания 4 и в форсажной камере 10, а датчик положения 23 с преобразователем сигнала 24 установлен на приводных элементах реактивного сопла 12, определяющих величину площади выходного сечения реактивного сопла 12.The diagnostic system of an aircraft turbojet bypass engine contains sensors of environmental parameters 13 installed at the engine inlet in the input device 1, in particular, a temperature sensor 14, a static pressure sensor for atmospheric air 15, and an air flow velocity sensor 16 connected through the converters 17 to the computational device 18. Full pressure sensors 19 with transducers 20 are installed behind the low-pressure compressor 2, behind the low-pressure turbine 7 and in the second channel about the circuit 9. Fuel consumption sensors 21 with converters 22 are installed in the combustion chamber 4 and in the afterburner 10, and a position sensor 23 with a signal converter 24 is installed on the drive elements of the jet nozzle 12, which determine the size of the output section of the jet nozzle 12.

Для измерения частоты вращения вала компрессора низкого давления установлен датчик оборотов 25 с преобразователем 26. Для определения величины тяги двигателя используют вычислительное устройство 18, к которому подключены через преобразователи все перечисленные выше датчики измеряемых величин, а также карта памяти 27, содержащая информацию о степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель для каждого стационарного полетного режима работы двигателя. Результаты вычислений передаются в блок сравнения 28, к которому подключены задающее устройство 29 с данными о диапазоне допустимых изменений значения силы тяги и запоминающее устройство 30, в котором хранятся данные об эталонных значениях силы тяги двигателя для каждого стационарного полетного режима работы двигателя.To measure the rotational speed of the shaft of the low-pressure compressor, a speed sensor 25 with a converter 26 is installed. To determine the thrust of the engine, a computing device 18 is used, to which are connected all the sensors of the measured values listed above, as well as a memory card 27 containing information about the degree of unevenness of the total air pressure at the engine inlet for each stationary flight mode of the engine. The calculation results are transmitted to a comparison unit 28, to which a master device 29 is connected with data on the range of permissible changes in the value of the thrust force and a storage device 30, which stores data on the reference values of the engine thrust force for each stationary flight mode of the engine.

Для проведения полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков необходимо предварительно определить для каждого стационарного полетного режима работы двигателя степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель, эталонное значение тяги Rэт.n и допустимую величину отклонения ΔRДОП определенной в полете силы тяги Rn от эталонного значения Rэт.n.For flight diagnostics of an aircraft turbojet dual-circuit engine with flow mixing, it is necessary to first determine for each stationary flight mode of engine operation the degree of unevenness of the total air flow pressure at the engine inlet, the reference thrust value R et.n and the permissible deviation ΔR DOP of the thrust force in flight R n from the reference value of R et.n.

Степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель измеряют в стендовых условиях, имитирующих полетные, на всех стационарных полетных режимах его работы. На фиг. 2 представлены диаграммы распределения полного давления на входе в двигатель для двух стационарных полетных режимов работы турбореактивного двигателя, отличающихся по скорости полета: М=2,3 и М=1,2. На диаграммах, где области входного сечения воздушного канала с пониженным давлением заштрихованы, наглядно показано насколько существенно меняется степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель в зависимости от скорости полета летательного аппарата.The degree of unevenness of the total pressure of the air flow at the engine inlet is measured in bench conditions simulating flight conditions at all stationary flight modes of its operation. In FIG. Figure 2 shows the distribution diagrams of the total pressure at the engine inlet for two stationary flight modes of operation of a turbojet engine, differing in flight speed: M = 2.3 and M = 1.2. The diagrams where the areas of the inlet section of the air channel with reduced pressure are shaded show clearly how much the degree of unevenness of the total pressure of the air flow at the engine inlet varies depending on the flight speed of the aircraft.

Полученную в стендовых условиях информацию обрабатывают, вычисляют значения поправочного коэффициента АG, учитывающего влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель на различных режимах полета. Численное значение поправочного коэффициента AG определяется, как отношение осредненного значения полного давления на входе в двигатель к величине давления, вычисленной по измеренному значению статического давления атмосферного воздуха РH и скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха Vвх. Данные о численных значениях поправочного коэффициента АG для каждого стационарного полетного режима работы турбореактивного двигателя сохраняются в карте памяти 27.The information obtained in the bench conditions is processed, the values of the correction coefficient A G are calculated, taking into account the influence of the unevenness of the total pressure at the engine inlet at different flight modes. The numerical value of the correction coefficient A G is determined as the ratio of the averaged value of the total pressure at the engine inlet to the pressure value calculated from the measured value of the static pressure of atmospheric air P H and the velocity of the incoming air flow V in . Data on the numerical values of the correction factor A G for each stationary flight mode of operation of the turbojet engine is stored in the memory card 27.

Эталонное значение тяги Яэт.n для каждого стационарного полетного режима работы определяется методом расчета по математической модели двигателя в условиях, идентичных полетным, и может уточняться по данным стендовых и полетных испытаний двигателя до передачи его в эксплуатацию. Данные об эталонных значениях тяги двигателя на стационарных полетных режимах хранятся в запоминающем устройстве 30.Reference value of traction I fl . n for each stationary flight mode of operation is determined by the calculation method according to the mathematical model of the engine under identical flight conditions, and can be updated according to the data of bench and flight tests of the engine before it is put into operation. Data on the reference values of the engine thrust in stationary flight modes are stored in the storage device 30.

Допустимую величину отклонения ΔRдоп силы тяги для каждого стационарного полетного режима работы двигателя определяют предварительно по математической модели с учетом диапазона изменений значения силы тяги, вызванных влиянием внешних условий, и возможного разброса параметров эффективности отдельных узлов двигателя (вентилятора, компрессора, камер сгорания, гурбины и других) и уточняют исходя из опыта эксплуатации двигателей аналогичной конструктивной схемы и назначения. Данные о допустимых величинах отклонения ΔRдоп для каждого стационарного полетного режима работы двигателя хранятся в задающем устройстве 29.The permissible deviation ΔR additional thrust for each stationary flight mode of the engine is determined previously by the mathematical model taking into account the range of changes in the thrust force caused by the influence of external conditions and the possible dispersion of the efficiency parameters of individual engine components (fan, compressor, combustion chambers, turbines and others) and specify on the basis of experience in operating engines of a similar design scheme and purpose. Data on the permissible deviation ΔR add for each stationary flight mode of the engine is stored in the master device 29.

Процесс полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя может осуществляться на любом стационарном режиме его работы путем определения в блоке сравнения 28 величины отклонения ΔRn полученного в вычислительном устройстве 18 значения силы тяги Rn от эталонного значения силы тяги Rэт n для этого полетного режима работы двигателя и сравнения величины отклонения ΔRn с диапазоном допустимых значений величины отклонения ΔRдоп силы тяги для этого стационарного полетного режима работы двигателя.The process of flight diagnostics of an aircraft turbojet bypass engine can be carried out at any stationary mode of its operation by determining in the comparison unit 28 the deviation ΔR n of the thrust force R n obtained from the reference device 18 from the reference value of the thrust force R et n for this flight mode of engine operation and comparing the deviation ΔR n with the range of acceptable deviation ΔR additional thrust for this stationary flight mode of the engine.

Нахождение величины отклонения ΔRn в диапазоне допустимых значений величины отклонения ΔRдоп силы тяги означает, что двигатель работает в штатном режиме и не требует срочных профилактических мероприятий. В случае, если величина отклонения ΔRn больше допустимого значения ΔRдоп, переводят двигатель на другой стационарный режим работы и проводят диагностирование на этом режиме в том же порядке. Если полученное в процессе диагностики значение ΔRn больше ΔRдоп по меньшей мере на двух режимах работы, делают вывод о том, что двигатель работает в нештатном режиме и требует более тщательной диагностики в стационарных условиях. Результаты диагностики поступают на сигнализатор 31.Finding the deviation ΔR n in the range of acceptable deviation ΔR additional thrust forces means that the engine is operating normally and does not require urgent preventive measures. If the deviation ΔR n is greater than the permissible value ΔR add , transfer the engine to another stationary mode of operation and diagnose in this mode in the same order. If the value ΔR n obtained during the diagnostic process is greater than ΔR additional in at least two operating modes, it is concluded that the engine is operating in an emergency mode and requires more thorough diagnostics in stationary conditions. Diagnostic results are sent to signaling device 31.

Дополнительная проверка состояния двигателя на другом стационарном полетном режиме работы двигателя необходима для того, чтобы исключить возможность возникновения сигнала о потере тяги двигателя вследствие случайных факторов и фиксировать потерю тяги двигателя только из-за ухудшения технических параметров двигателя в процессе эксплуатации или возникновения внештатной ситуации.An additional check of the engine condition at another stationary flight mode of the engine operation is necessary in order to exclude the possibility of a signal about the loss of engine thrust due to random factors and to fix the loss of engine thrust only due to deterioration of the engine technical parameters during operation or an emergency situation.

Повышение достоверности диагностики описанным способом достигается за счет того, что диапазон допустимых значений величины отклонения ΔRдоп силы тяги существенно меньше по величине по сравнению с аналогичным диапазоном в известном способе, так как при его осуществлении исключается составляющая отклонения тяги двигателя за счет влияния неравномерности полного давления потока воздуха. Таким образом, диапазон величины отклонения ΔRдоп в предлагаемом техническом решении может быть выбран меньшим, чем в известном, что приведет к повышению достоверности проводимой полетной диагностики.Improving the reliability of diagnostics in the described way is achieved due to the fact that the range of acceptable values of the deviation ΔR additional traction force is significantly smaller in comparison with the same range in the known method, since its implementation excludes the component of the engine traction deviation due to the influence of the non-uniformity of the total flow pressure air. Thus, the range of deviations ΔR additional in the proposed technical solution can be chosen smaller than in the known one, which will lead to an increase in the reliability of the flight diagnostics.

Кроме того, достоверность диагностики повышается и за счет того, что при определении величины силы тяги Rn на любом стационарном полетном режиме работы двигателя учитывается степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель. Определение величины силы тяги Rn для конкретного стационарного полетного режима работы двигателя осуществляется вычислительным устройством 18 как разность между выходным импульсом J и входным импульсом потока воздуха в соответствии со следующей формулой:In addition, the reliability of diagnostics is increased due to the fact that when determining the magnitude of the thrust force R n at any stationary flight mode of the engine, the degree of unevenness of the total pressure of the air flow at the engine inlet is taken into account. The determination of the thrust force R n for a specific stationary flight mode of the engine is performed by the computing device 18 as the difference between the output pulse J and the input pulse of the air flow in accordance with the following formula:

Rn=J-GB1Vвx, гдеR n = JG B1 V in x , where

Gв1 - скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель;G in1 - the adjusted value of the air flow at the inlet to the engine;

Vвх - скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, измеряемая датчиком 16.V I - the speed of the incoming air flow at the entrance to the engine, measured by the sensor 16.

При определении параметров входного импульса скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель, учитывающее влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель, вычисляется по формуле:When determining the parameters of the input pulse, the adjusted value of the air flow at the engine inlet, taking into account the influence of the unevenness of the total pressure at the engine inlet, is calculated by the formula:

GB1=GB⋅AG G B1 = G B ⋅A G

где GВ - расход воздуха без учета неравномерности полного давления на входе в двигатель, вычисленный по измеренному датчиком 16 значению скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха Vвх, величине статического давления атмосферного воздуха Рн, измеренной датчиком 15, значению полной температуры воздуха на входе в двигатель

Figure 00000001
, измеренному датчиком 14 и частоты вращения вала компрессора низкого давления пв, измеряемой датчиком оборотов 25;wherein G B - air flow and exclude total pressure unevenness at the inlet to the engine, calculated from the measured sensor 16 value of face velocity at the entrance to the air flow motor V Bx largest outside static pressure P N measured by the sensor 15, the value of total air temperature engine inlet
Figure 00000001
measured by the sensor 14 and the rotational speed of the shaft of the low-pressure compressor p in , measured by the speed sensor 25;

AG - поправочный коэффициент, учитывающий влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель, значение которого для каждого стационарного полетного режима работы хранится в карте памяти 27.A G is a correction factor that takes into account the effect of the non-uniformity of the total pressure at the engine inlet, the value of which for each stationary flight mode of operation is stored in a memory card 27.

При определении параметров выходного импульса J влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель учитывается с помощью поправочного коэффициента Aр, значение которого пропорционально значению поправочного коэффициента AG:When determining the parameters of the output pulse J, the influence of the non-uniformity of the total pressure at the engine inlet is taken into account using the correction factor A p , the value of which is proportional to the value of the correction coefficient A G :

Ар=АG ƒ1 (nпp В), гдеA p = A G ƒ 1 (n pp B ), where

ƒ1 - зависимость, полученная путем обработки результатов автономных испытаний компрессора низкого давления или его испытаний в составе двигателя в условиях, имитирующих неравномерность полного давления на входе;ƒ 1 - dependence obtained by processing the results of autonomous tests of a low-pressure compressor or its tests in the engine under conditions that simulate the unevenness of the total pressure at the inlet;

nпр В - приведенная частота вращения вала компрессора низкого давления 2, значение которой определяется следующей формулой:n CR In - the reduced frequency of rotation of the shaft of the compressor of low pressure 2, the value of which is determined by the following formula:

Figure 00000002
.
Figure 00000002
.

Поправочный коэффициент Ар используется для вычисления осредненного значения полного давления

Figure 00000003
за компрессором низкого давления 2, которое вычисляется по формуле:Correction factor A p is used to calculate the average value of the total pressure
Figure 00000003
behind the low-pressure compressor 2, which is calculated by the formula:

Figure 00000004
, где
Figure 00000004
where

Figure 00000005
- измеренное значение полного давления за компрессором низкого давления 2.
Figure 00000005
- the measured value of the total pressure behind the low-pressure compressor 2.

Осредненное значение полного давления

Figure 00000003
за компрессором низкого давления 2, учитывающее степень неравномерности полного давления на входе в двигатель, необходимо для вычисления значения полного давления
Figure 00000006
на входе в реактивное сопло 12, которое в свою очередь является определяющим при расчете величины выходного импульса J реактивного сопла 12.The average value of the total pressure
Figure 00000003
behind the low-pressure compressor 2, taking into account the degree of unevenness of the total pressure at the engine inlet, it is necessary to calculate the total pressure
Figure 00000006
at the entrance to the jet nozzle 12, which in turn is crucial in calculating the value of the output pulse J of the jet nozzle 12.

Порядок определения величины силы тяги Rn на стационарном полетном режиме работы двигателя с учетом степени неравномерности полного давления на входе в двигатель приведен ниже.The procedure for determining the magnitude of the thrust force R n in a stationary flight mode of engine operation, taking into account the degree of unevenness of the total pressure at the engine inlet, is given below.

1. После вычисления осредненного значения полного давления

Figure 00000003
за компрессором низкого давления 2 для конкретного стационарного полетного режим работы двигателя определяют параметр
Figure 00000007
, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло 12 как:1. After calculating the averaged value of the total pressure
Figure 00000003
for a low-pressure compressor 2 for a specific stationary flight mode of operation of the engine determine the parameter
Figure 00000007
proportional to the total pressure at the inlet of the jet nozzle 12 as:

Figure 00000008
, где
Figure 00000008
where

σк - коэффициент восстановления полного давления во втором контуре 9, равный отношению полного давления

Figure 00000009
во втором контуре 9 к полному давлению
Figure 00000010
за компрессором низкого давления 2;σ to - the recovery coefficient of the total pressure in the second circuit 9, equal to the ratio of the total pressure
Figure 00000009
in the secondary circuit 9 to full pressure
Figure 00000010
behind the low pressure compressor 2;

Figure 00000011
- полное давление газа за турбиной;
Figure 00000011
- total gas pressure behind the turbine;

F' - относительная площадь поперечного сечения канала на входе в камеру смешения 8, определяема отношением выходного канала турбины низкого давления 7 и канала второго контура 9 соответственно.F 'is the relative cross-sectional area of the channel at the entrance to the mixing chamber 8, determined by the ratio of the output channel of the low pressure turbine 7 and the channel of the second circuit 9, respectively.

2. Определяют температуру газа

Figure 00000012
на выходе из камеры смешения 8 с учетом зависимости между удельной энтальпией
Figure 00000013
и температурой
Figure 00000012
из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями входа в двигатель и выхода из камеры смешения 8:2. Determine the gas temperature
Figure 00000012
at the exit of the mixing chamber 8, taking into account the dependence between the specific enthalpy
Figure 00000013
and temperature
Figure 00000012
from the heat balance equation for the working fluid between the sections of the engine entrance and exit from the mixing chamber 8:

Figure 00000014
Figure 00000014

Figure 00000015
, где
Figure 00000015
where

GСМ- расход газа за камерой смешения 8, равный GCM=GT+GB1;G CM - gas flow rate beyond the mixing chamber 8, equal to G CM = G T + G B1 ;

Figure 00000016
- энтальпия воздуха на входе в двигатель, определяемая по входным параметрам;
Figure 00000016
- enthalpy of air at the engine inlet, determined by the input parameters;

Нu - низшая теплотворная способность топлива;Nu is the net calorific value of the fuel;

ηг - коэффициент полноты сгорания в основной камере сгорания 4, определяемый по ее характеристикам;η g - the coefficient of completeness of combustion in the main combustion chamber 4, determined by its characteristics;

GT- расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания 4;G T - fuel consumption supplied to the main combustion chamber 4;

Figure 00000017
- энтальпия газов за камерой смешения 8;
Figure 00000017
- enthalpy of gases behind the mixing chamber 8;

ƒ2 - функция, связывающая температуру рабочего тела с его энтальпией и составом [см. «Двигатели авиационные газотурбинные: методы и подпрограммы расчета термодинамических параметров воздуха и продуктов сгорания углеводородных топлив». Руководящий Технический материал авиационной техники РТМ 1677-83., с. 5, М., 1983 г.]ƒ 2 is a function linking the temperature of the working fluid with its enthalpy and composition [see "Aircraft gas-turbine engines: methods and subroutines for calculating the thermodynamic parameters of air and combustion products of hydrocarbon fuels." Guiding Technical Material for Aviation Engineering RTM 1677-83., P. 5, M., 1983]

qсм - условный состав рабочего тела в камере смешения 8, определяемый соотношением qqм=GT/GB1;q cm - the conditional composition of the working fluid in the mixing chamber 8, determined by the ratio q qm = G T / G B1 ;

Т0 - температура подачи топлива в камеру сгорания 4.T 0 - temperature of the fuel supply to the combustion chamber 4.

3. Определяют температуру газа

Figure 00000018
на выходе из форсажной камеры 10 с учетом зависимости между удельной энтальпией
Figure 00000019
и температурой торможения
Figure 00000018
из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями выхода из камеры смешения 8 и выхода из форсажной камеры 10:3. Determine the gas temperature
Figure 00000018
at the exit of the afterburner 10 taking into account the dependence between the specific enthalpy
Figure 00000019
and braking temperature
Figure 00000018
from the heat balance equation for the working fluid between the sections of the exit from the mixing chamber 8 and the exit from the afterburner 10:

Figure 00000020
,
Figure 00000020
,

Figure 00000021
, где
Figure 00000021
where

ηф - коэффициент полноты сгорания в форсажной камере 10, определяемый по ее характеристикам;η f - the coefficient of completeness of combustion in the afterburner 10, determined by its characteristics;

Gтф - расход топлива, подаваемого в форсажную камеру 10;G TF - fuel consumption supplied to the afterburner 10;

Сф - расход газа за форсажной камерой 10;With f - gas flow rate after the afterburner 10;

Figure 00000022
- энтальпия газов за форсажной камерой 10;
Figure 00000022
- enthalpy of gases behind the afterburner 10;

qΣ - условный состав рабочего тела в форсажной камере 10, определяемый как q∑=(Gтф+Gт)/GB1.q Σ is the conditional composition of the working fluid in the afterburner 10, defined as q ∑ = (G tf + G t ) / G B1 .

4. Вычисляют значение плотности тока q(λсм) исходя из уравнения расхода газа, определяемого через параметры заторможенного потока:4. The value of the current density q (λ cm ) is calculated based on the gas flow equation determined through the parameters of the inhibited flow:

Figure 00000023
, где
Figure 00000023
where

mкр - размерный коэффициент, зависящий от рода газа (состава смеси);m cr - dimensional coefficient, depending on the type of gas (composition of the mixture);

Fсм - площадь сечения канала на выходе из камеры смешения 8.F cm - the cross-sectional area of the channel at the outlet of the mixing chamber 8.

5. Определяют значение приведенной скорости λсм на выходе из камеры смешения 8, которое находят с помощью метода Ньютона:5. Determine the value of the reduced velocity λ cm at the exit from the mixing chamber 8, which is found using the Newton method:

Figure 00000024
, где
Figure 00000024
where

kсм - коэффициент адиабаты, значение которого для камеры смешения для двухконтурного двигателя со смешением потоков равно 1,33.k cm is the adiabatic coefficient, the value of which for the mixing chamber for a bypass motor with flow mixing is 1.33.

6. Вычисляют полное давление

Figure 00000025
на входе в реактивное сопло 12 по следующей формуле:6. Calculate the total pressure
Figure 00000025
at the entrance to the jet nozzle 12 according to the following formula:

Figure 00000026
, где
Figure 00000026
where

σФК - коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере 10, который вычисляют по формуле:σ FC - the recovery coefficient of the total pressure in the afterburner 10, which is calculated by the formula:

Figure 00000027
, где
Figure 00000027
where

ƒ3 - функция, определяющая взаимосвязь коэффициента восстановления полного давления и степени подогрева в форсажной камере 10, значение которой определяется в результате автономных испытаний камеры или с помощью расчетов по математической модели.ƒ 3 is a function that determines the relationship between the recovery coefficient of the total pressure and the degree of heating in the afterburner 10, the value of which is determined as a result of autonomous tests of the chamber or using calculations using a mathematical model.

Для стационарного полетного режима работы двигателя с отключенной форсажной камерой значение σфк=1.For stationary flight operation of the engine with the afterburner off, the value of σ fc = 1.

7. Из уравнения расхода газа на срезе реактивного сопла 12 находят значение плотности тока q(λс):7. From the equation of gas flow at the cut of the jet nozzle 12, find the value of the current density q (λ s ):

- для режима с неработающей форсажной камерой 10:- for a mode with inoperative afterburner 10:

Figure 00000028
;
Figure 00000028
;

- для режима с работающей форсажной камерой 10:- for a mode with a working afterburner 10:

Figure 00000029
.
Figure 00000029
.

Значение приведенной скорости потока λс на срезе реактивного сопла 12 получают с помощью метода Ньютона из выражения:The value of the reduced flow rate λ s at the cross section of the jet nozzle 12 is obtained using the Newton method from the expression:

Figure 00000030
, где
Figure 00000030
where

kс - показатель адиабаты на срезе реактивного сопла 12, значение которого при включенной форсажной камере 10 равно 1,25, а при выключенной форсажной камере 10 равно 1,33.k with is the adiabatic index at the exit of the jet nozzle 12, the value of which is 1.25 when the afterburner 10 is turned on, and 1.33 when the afterburner 10 is off.

Каждому значению q(λс) соответствуют два аргумента: λс1<1 и λс1>1.Each q (λ s ) value corresponds to two arguments: λ s1 <1 and λ s1 > 1.

При выполнении условия

Figure 00000031
, принимают докритическое значение приведенной скорости потока на срезе реактивного сопла 12 λс<1, а при выполнении условия
Figure 00000032
. принимают сверхкритическое значение λс>1.When the condition is met
Figure 00000031
take the subcritical value of the reduced flow velocity at the jet nozzle exit 12 λ s <1, and when the condition
Figure 00000032
. take a supercritical value of λ c > 1.

8. По значению λс рассчитывают значение газодинамической функции ƒгд(λс) приведенной плотности потока импульса на срезе реактивного сопла 12:8. The value of the gas s is used to calculate the value of the gas-dynamic function ƒ gd (λ s ) of the reduced pulse flux density at the jet nozzle exit 12:

Figure 00000033
.
Figure 00000033
.

9. Вычисляют величину выходного импульса J реактивного сопла 12, в которой учтено влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель:9. Calculate the value of the output pulse J of the jet nozzle 12, which takes into account the influence of the unevenness of the total pressure at the inlet to the engine:

Figure 00000034
, где
Figure 00000034
where

Fc - площадь среза реактивного сопла 12.F c is the cut-off area of the jet nozzle 12.

10. Определяют действительную величину силы тяги двигателя Rn на конкретном стационарном полетном режиме работы двигателя:10. Determine the actual value of the engine thrust R n at a specific stationary flight mode of the engine:

Rn=J-GB1Vвх.R n = JG B1 Vin.

Описанный алгоритм определения силы тяги турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков позволяет повысить точность определения ее значения в полетных условиях до 1%.The described algorithm for determining the thrust of a turbojet bypass engine with flow mixing allows to increase the accuracy of determining its value in flight conditions to 1%.

Таким образом, изобретение позволяет повысить достоверность полетного диагностирования состояния турбореактивного двигателя путем повышения точности определения величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий, с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель.Thus, the invention improves the reliability of flight diagnostics of the state of a turbojet engine by increasing the accuracy of determining the thrust of the engine and the range of its values caused by the influence of external conditions, taking into account the degree of unevenness of the total air pressure at the engine inlet.

Claims (2)

1. Способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, причем в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь его критического сечения, отличающийся тем, что предварительно измеряют степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель на всех стационарных полетных режимах его работы, для определения величины тяги двигателя на конкретном стационарном полетном режиме используют скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель и осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления, рассчитанные с учетом степени неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель для конкретного стационарного полетного режима работы двигателя, а техническое состояние двигателя оценивают по отклонению величины определенной тяги двигателя от эталонной величины для указанного полетного режима.1. The method of flight diagnostics of an aircraft turbojet dual-circuit engine with flow mixing, which consists in measuring the external environment and operating parameters of the engine during stationary engine operation, processing the measured parameters, calculating the air flow rate at the engine inlet, determining the engine thrust and by its value they judge the technical condition of the engine, and the total temperature, static pressure and speed are measured as parameters of the external environment the incoming air flow at the engine inlet, and as the engine operating parameters, the shaft speed of the low-pressure compressor, the total pressure behind the low-pressure compressor, the total pressure behind the turbine, the total pressure in the secondary circuit, the fuel flow to the engine and the position of the jet flaps are measured nozzles characterizing the area of its critical section, characterized in that the degree of unevenness of the total pressure of the air flow at the engine inlet is preliminarily measured at all stationary in the flight modes of its operation, to determine the thrust of the engine in a particular stationary flight mode, use the adjusted value of the air flow at the engine inlet and the average value of the total pressure behind the low-pressure compressor, calculated taking into account the degree of unevenness of the total pressure of the air flow at the engine inlet for a specific stationary flight mode of the engine, and the technical condition of the engine is estimated by the deviation of a certain engine thrust from the reference values for the specified flight mode. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что определение величины тяги двигателя и оценку технического состояния двигателя осуществляют, по меньшей мере, на двух стационарных полетных режимах работы двигателя.2. The method according to p. 1, characterized in that the determination of the thrust of the engine and the assessment of the technical condition of the engine is carried out at least in two stationary flight modes of the engine.
RU2016147661A 2016-12-06 2016-12-06 Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics RU2649715C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016147661A RU2649715C1 (en) 2016-12-06 2016-12-06 Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016147661A RU2649715C1 (en) 2016-12-06 2016-12-06 Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2649715C1 true RU2649715C1 (en) 2018-04-04

Family

ID=61867321

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016147661A RU2649715C1 (en) 2016-12-06 2016-12-06 Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2649715C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108829928A (en) * 2018-05-08 2018-11-16 南京航空航天大学 A kind of turboshaft engine self-adaptive component grade simulation model construction method
RU2692189C1 (en) * 2018-10-19 2019-06-21 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Control method of turbojet two-circuit engine
EP3584428A1 (en) * 2018-06-20 2019-12-25 Rolls-Royce plc Control system for a gas turbine engine
RU2803212C1 (en) * 2022-12-28 2023-09-11 Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") Method for determining the heat balance of aircraft

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0342970A2 (en) * 1988-05-19 1989-11-23 Control Data Canada Limited Method & apparatus for real-time measurement of the net thrust of a jet engine
RU2327961C1 (en) * 2006-12-11 2008-06-27 Закрытое акционерное общество Научно-методический центр "Норма" (ЗАО НМЦ "Норма") Process of engine thrust measurement for gas turbine engine on fly
US7475545B2 (en) * 2005-04-29 2009-01-13 General Electric Company Fladed supersonic missile turbojet
RU2346173C2 (en) * 2006-11-27 2009-02-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Method of determining turbojet bypass engine thrust
RU2476915C2 (en) * 2011-05-19 2013-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing
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

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0342970A2 (en) * 1988-05-19 1989-11-23 Control Data Canada Limited Method & apparatus for real-time measurement of the net thrust of a jet engine
US7475545B2 (en) * 2005-04-29 2009-01-13 General Electric Company Fladed supersonic missile turbojet
RU2346173C2 (en) * 2006-11-27 2009-02-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Method of determining turbojet bypass engine thrust
RU2327961C1 (en) * 2006-12-11 2008-06-27 Закрытое акционерное общество Научно-методический центр "Норма" (ЗАО НМЦ "Норма") Process of engine thrust measurement for gas turbine engine on fly
RU2476915C2 (en) * 2011-05-19 2013-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing
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

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108829928A (en) * 2018-05-08 2018-11-16 南京航空航天大学 A kind of turboshaft engine self-adaptive component grade simulation model construction method
CN108829928B (en) * 2018-05-08 2020-10-27 南京航空航天大学 Turboshaft engine adaptive component-level simulation model construction method
EP3584428A1 (en) * 2018-06-20 2019-12-25 Rolls-Royce plc Control system for a gas turbine engine
CN110615091A (en) * 2018-06-20 2019-12-27 劳斯莱斯有限公司 Control system
CN110631837A (en) * 2018-06-20 2019-12-31 劳斯莱斯有限公司 Estimating fluid parameters
US11193854B2 (en) 2018-06-20 2021-12-07 Rolls-Royce Plc Estimating fluid parameter
US11236683B2 (en) 2018-06-20 2022-02-01 Rolls-Royce Plc Control system
RU2692189C1 (en) * 2018-10-19 2019-06-21 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Control method of turbojet two-circuit engine
RU2803212C1 (en) * 2022-12-28 2023-09-11 Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") Method for determining the heat balance of aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3284930B1 (en) Gas turbine engine comprising a leak detection system and method
US7020595B1 (en) Methods and apparatus for model based diagnostics
EP2168100B1 (en) Engine health monitoring
US8014929B2 (en) Method of monitoring a gas turbine engine
EP2149824B1 (en) Methods and systems for estimating operating parameters of an engine
US6502085B1 (en) Methods and systems for estimating engine faults
RU2649715C1 (en) Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics
US9043054B2 (en) Method for determining the speed air aircraft and aircraft equipped with means for implementation
US8677748B2 (en) Fresh air flow estimation
CN101900033A (en) Be used to improve the system and method for gas turbine performance
RU2383001C1 (en) Method of debugging of gas turbine engine with afterburner
RU2596413C1 (en) Method of determining thrust in flight of bypass turbojet engine with mixing of flows
RU2476915C2 (en) Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing
RU2665142C1 (en) Method of flight diagnostics of units of turbofan engine with flow mixing
McGowan et al. Experimental vibration analysis of an aircraft diesel engine turbocharger
RU2403548C1 (en) Method to control gas turbine plant state
RU2692189C1 (en) Control method of turbojet two-circuit engine
Beaulieu et al. Measurement of XB-70 propulsion performance incorporating the gas generator method.
Castner et al. An engine research program focused on low pressure turbine aerodynamic performance
RU2006141934A (en) METHOD FOR DETERMINING THE TURBINE OF A TURBOREACTIVE TWO-CIRCUIT ENGINE
Kim A data-driven modeling method for an aero gas turbine engine system based on the transient data
EP4345258A1 (en) Systems and methods for determining gas turbine engine temperatures
EP4223997A1 (en) Method and apparatus for measuring compressor bleed flow
Bauer et al. Fully automated model based performance analysis procedure for online and offline applications
Zhang et al. The Effect of Flight Speed and Altitude on Windmilling Restart Operation of Turbofan Engine System

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804