RU2692189C1

RU2692189C1 - Control method of turbojet two-circuit engine

Info

Publication number: RU2692189C1
Application number: RU2018136938A
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Эзрохи; Илья Сергеевич Кизеев; Елена Александровна Хорева
Priority date: 2018-10-19
Filing date: 2018-10-19
Publication date: 2019-06-21

Abstract

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building, particularly, to adjustment of in-flight turbojet engine with mixing of flows. Method is characterized by that in stationary and transient modes of operation of the engine external operating parameters are measured, from which internal parameters of the engine working process not available for measurement are calculated and the engine operating characteristics are defined as actual thrust values and fan gas-dynamic stability margin. Values of obtained operational characteristics are compared with values of thrust and value of gas-dynamic stability margin, previously determined by results of engine tests. Based on results of operating characteristics comparison, standard values of control factors effect are determined and, depending on them, control signal is generated. In addition, real values of engine operating characteristics are determined with allowance for level of non-uniformity of full pressure behind fan and reference values of thrust and value of gas-dynamic stability margin. Control signal is generated depending on the sum of standard value of action of control factors and correction to it.EFFECT: invention allows improving reliability and efficiency of engine operation due to optimization of control action formed with account of degree of non-uniformity of total air pressure at the engine inlet.1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, касается регулирования в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков и может быть использовано в системах управления силовой установки летательного аппарата.The invention relates to an aircraft engine industry, relates to the regulation in flight of a turbojet bypass engine with mixing flows and can be used in control systems of the power plant of the aircraft.

Для воздушно-реактивного двигателя в полете имеется потребность постоянного контроля состояния двигателя и повышения точности управления, особенно в условиях реального потока на входе в двигатель. Актуальность этой задачи объясняется необходимостью восстановления основных параметров двигателя, таких как тяга и запас газодинамической устойчивости системы повышения давления воздуха, которые могут ухудшаться вследствие входной неоднородности потока.For in-flight air-jet engines, there is a need to constantly monitor the state of the engine and improve the control accuracy, especially in real flow conditions at the engine inlet. The urgency of this task is explained by the need to restore the basic parameters of the engine, such as thrust and the gas-dynamic stability of the system to increase air pressure, which may deteriorate due to the input flow heterogeneity.

Известен способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом, заключающийся в том, что на стационарных и переходных режимах работы двигателя измеряют внешние рабочие параметры, по измеренным значениям внешних рабочих параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют эксплуатационные характеристики двигателя для конкретного режима работы двигателя, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с эталонными значениями для конкретного режима работы, предварительно определенными по результатам испытаний двигателя, и по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов и в зависимости от них формируют управляющий сигнал (US 4117668, 1978).A known method of controlling a turbojet bypass engine with an afterburner chamber and an adjustable jet nozzle, consists in that external stationary parameters are measured on stationary and transient modes of engine operation, the internal parameters of the engine working process that are not available for measurement are calculated from the measured external parameters and the operational characteristics are determined engine for a specific mode of operation of the engine, compare the values obtained operating characteristics with reference values for a specific mode of operation, predetermined by the results of engine tests, and the results of comparison of performance characteristics determine the nominal values of the impact of regulatory factors and, depending on them, form a control signal (US 4117668, 1978).

Известный способ управления применяется для предупреждения срыва потока в осевом компрессоре газотурбинного двигателя на режимах резкого увеличения частоты вращения компрессора при внезапном изменении внешних условий и предусматривает формирование управляющего сигнала, направленного на временное снижение мощности двигателя или его кратковременный останов. Поэтому применение этого способа для поддержания режима работы двигателя на всех стационарных и переходных режимах практически невозможно.The known method of control is used to prevent disruption of flow in an axial compressor of a gas turbine engine under conditions of a sharp increase in the speed of the compressor when a sudden change in external conditions and provides for the formation of a control signal aimed at a temporary decrease in engine power or its short-term stop. Therefore, the use of this method to maintain the engine operating mode on all stationary and transient modes is almost impossible.

Известен способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков, форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом, заключающийся в том, что на переходных режимах работы двигателя измеряют внешние рабочие параметры, по измеренным значениям внешних рабочих параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик двигателя для конкретного режима работы двигателя его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости компрессора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с эталонными значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов и в зависимости от них формируют управляющий сигнал, причем приоритетность регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания, расход топлива в форсажной камере, угол установки лопаток компрессора, площадь критического сечения реактивного сопла, определяют для каждого переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний двигателя (US 4768338, 1988).A known method of controlling a turbojet dual-circuit engine with flow mixing, an afterburner, and an adjustable jet nozzle consists in that external operating parameters are measured on transient operating conditions of the engine, the internal parameters of the engine working process that are not available for measurement are calculated from the measured external operating parameters and quality of engine performance for a specific mode of engine operation; its real values of thrust and size of stock; gasod comparing the compressor, compare the values of the obtained operational characteristics with the reference values of thrust and gas-dynamic stability margin for a particular mode of operation; according to the results of comparing the operational characteristics, the nominal values of the regulatory factors influence and depending on them form a control signal, and the priority of the regulating factors is which use the fuel consumption in the main combustion chamber, the fuel consumption in the afterburner, finish installation of the compressor blades, the area of the critical section of the nozzle, the transition is determined for each operation mode according to the results of preliminary testing of the engine (US 4,768,338, 1988).

В известном способе управления на всех режимах работы двигателя определяют возможность потери газодинамической устойчивости (возникновения помпажа) в работе компрессора и по сигналу «помпаж/неустойчивый режим работы» система управления формирует управляющий сигнал, направленный на восстановление нормального режима работы двигателя.In the known method of control on all engine operating modes determine the possibility of loss of gas-dynamic stability (the occurrence of surge) in the compressor and on the "surge / unstable operating mode" signal, the control system generates a control signal aimed at restoring the engine to normal operation.

Недостатком известного способа является то, что управляющий сигнал формируется после того, как «неустойчивый режим работы» уже наступил, т.е. запас газодинамической устойчивости компрессора снизился до величин, при которых наступает помпаж двигателя. Стандартные средства по предотвращению этого явления подразумевают снижение тяги двигателя или полное его выключение, что в условиях взлета и посадки может привести к аварии летательного аппарата.The disadvantage of this method is that the control signal is formed after the “unstable operating mode” has already arrived, i.e. the gas-dynamic stability of the compressor dropped to the values at which the engine surges. Standard means of preventing this phenomenon imply a reduction in engine thrust or its complete shutdown, which in the conditions of take-off and landing can lead to an aircraft accident.

Известен способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков, форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом, заключающийся в том, что на стационарных и переходных режимах работы двигателя измеряют внешние рабочие параметры, по измеренным значениям внешних рабочих параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик двигателя для конкретного режима работы двигателя его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик со значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, предварительно определенными по результатам испытаний двигателя либо рассчитанными по его математической модели, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов и в зависимости от них формируют управляющий сигнал, причем приоритетность регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания, расход топлива в форсажной камере, угол установки направляющего аппарата, площадь критического сечения реактивного сопла, определяют для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний двигателя (RU 2554544, 2013).A known method of controlling a turbojet dual-circuit engine with flow mixing, an afterburner and an adjustable jet nozzle consists in that external operating parameters are measured on stationary and transient modes of engine operation, the inaccessible internal parameters of the engine operation are measured by the measured external operating parameters and determine as the operational characteristics of the engine for a particular mode of operation of the engine its real values of thrust and magnitude of the gasdynamic stability of the fan, compare the values of the obtained operational characteristics with the values of thrust and the magnitude of the reserve of gasdynamic stability for a particular mode of operation, previously determined from the results of engine tests or calculated according to its mathematical model, determine the nominal values of the regulatory factors and compare the operational characteristics Dependencies on them form a control signal, and the priority is to regulate x factors, which use the fuel consumption in the main combustion chamber, the fuel consumption in the afterburner chamber, the installation angle of the guide vane, the critical area of the jet nozzle, is determined for each stationary and transient operation according to the results of preliminary engine tests (RU 2554544, 2013 ).

В известном способе управления создают полную термогазодинамическую математическую модель, разработанную применительно к конкретному авиационному двигателю, для расчета в реальном режиме времени значений недоступных для измерения параметров работы двигателя, таких как тяга двигателя, запас газодинамической устойчивости и прочие. Управление осуществляется по расчетным неизмеряемым параметрам, вычисляемым с помощью модели с учетом величины измеряемых параметров, путем формирования управляющего сигнала в соответствии с величиной воздействия регулирующих факторов.In the well-known control method, a complete thermogasdynamic mathematical model developed for a specific aircraft engine is created for calculating in real time the values of engine parameters unavailable for measurement, such as engine thrust, gas-dynamic stability stock and others. The control is carried out according to calculated non-measurable parameters, calculated using the model, taking into account the magnitude of the measured parameters, by generating a control signal in accordance with the magnitude of the influence of regulatory factors.

Основным недостатком известного способа управления двигателем является тот факт, что законы подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, управление положением створок реактивного сопла и направляющих аппаратов компрессоров выбираются в условиях однородного поля полного давления на входе либо расчетным путем при создании математической модели, либо экспериментально при отладке двигателя на стенде. При этом не учитывается, что в реальной эксплуатации двигателя в летательном аппарате на вход в двигатель поступает поток воздуха с неравномерным полем полного давления, возникающим вследствие конструктивных особенностей входного устройства, возможных маневров летательного аппарата, а также из-за попадания турбулентного потока на вход в воздухозаборник. Это обстоятельство приводит к снижению тяги двигателя и запаса газодинамической устойчивости вентилятора ниже необходимого уровня.The main disadvantage of the known method of engine control is the fact that the laws of fuel supply to the main and afterburner combustion chambers, controlling the position of the flaps of the jet nozzle and the compressor’s guide vanes are selected under conditions of a uniform field of full pressure at the inlet either by calculation when creating a mathematical model or experimentally debugging the engine on the stand. It does not take into account that in actual operation of the engine in an aircraft, the air enters the engine inlet with an uneven field of full pressure arising due to the design features of the input device, possible maneuvers of the aircraft, as well as due to turbulent flow entering the air inlet . This circumstance leads to a decrease in engine thrust and the gas-dynamic stability of the fan below the required level.

Техническая проблема, решаемая изобретением, заключается в том, что в процессе формирования управляющего сигнала необходимо учитывать степень неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель при определении величины тяги двигателя и запаса газодинамической устойчивости вентилятора, а также диапазона изменения их значений, вызванного влиянием внешних условий.The technical problem solved by the invention is that in the process of generating a control signal, it is necessary to take into account the degree of unevenness of the total air pressure at the engine inlet when determining the engine thrust and the gas-dynamic stability of the fan, as well as the range of changes in their values caused by the influence of external conditions.

Техническим результатом изобретения является повышение надежности и эффективности работы двигателя за счет оптимизации управляющего воздействия, сформированного с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель.The technical result of the invention is to improve the reliability and efficiency of the engine by optimizing the control action, formed taking into account the degree of unevenness of the total air pressure at the engine inlet.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков, форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом, заключающегося в том, что на стационарных и переходных режимах работы двигателя измеряют внешние рабочие параметры, по измеренным значениям внешних рабочих параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик двигателя для конкретного режима работы двигателя его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик со значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, предварительно определенными по результатам испытаний двигателя либо рассчитанными по его математической модели, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов и в зависимости от них формируют управляющий сигнал, причем приоритетность регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания, расход топлива в форсажной камере, угол установки направляющего аппарата, площадь критического сечения реактивного сопла, определяют для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний двигателя, дополнительно определяют действительные значения эксплуатационных характеристик двигателя для конкретного режима его работы с учетом уровня неравномерности полного давления за вентилятором и эталонные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости ΔК_эт, рассчитанные с учетом характеристики вентилятора, соответствующей однородному потоку на входе в двигатель и максимальному значению полного давления в плоскости входа в двигатель, при этом действительные значения тяги

и величины запаса газодинамической устойчивости

определяют с учетом характеристики вентилятора, соответствующей значению уровня неравномерности полного давления за вентилятором, определенному по осредненному значению показаний сети датчиков полного давления за вентилятором, а при формировании управляющего сигнала к штатной величине воздействия регулирующих факторов суммируют поправку, величину которой определяют из следующей системы линейных уравнений:The claimed technical result is achieved due to the fact that when implementing a method for controlling a turbojet bypass engine with mixing flows, an afterburner chamber and an adjustable jet nozzle, the external operating parameters are measured on stationary and transient modes of engine operation calculate the inaccessible internal parameters of the engine workflow and determine the performance of the engine as d For a specific mode of engine operation, its real values of thrust and the value of the gas-dynamic stability of the fan compare the values of the obtained performance characteristics with the values of thrust and the value of the gas-dynamic stability margin for a particular mode of operation, previously determined from the results of engine tests or calculated by its mathematical model, by comparison performance characteristics determine the nominal values of the impact of regulatory factors and, depending on They form a control signal, and the priority of regulatory factors, which use the fuel consumption in the main combustion chamber, the fuel consumption in the afterburner chamber, the angle of the guide vane, the critical section area of the jet nozzle, is determined for each stationary and transient operating mode preliminary tests of the engine, additionally determine the actual values of engine performance for a particular mode of its operation Given the level of non-uniformity of the total pressure of the fan and the reference value and the thrust dynamic stability margin value ΔK _fl calculated with the fan characteristic corresponding to the uniform flow at the inlet of the engine and the maximum value of the total pressure in the entrance plane of the engine, wherein the actual values of thrust

and the magnitude of the reserve gasdynamic stability

taking into account the characteristics of the fan, corresponding to the value of the unevenness of the total pressure behind the fan, determined by the averaged value of the readings of the network of the full pressure sensors behind the fan, and when generating the control signal to the standard value of the regulatory factors, add the correction, the value of which is determined from the following system of linear equations:

, где:

where:

δR - разность между эталонным значением тяги R_эт и действительным значением тяги

;δR is the difference between the reference thrust value R _at and the actual thrust value

;

B_A1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;B _A1 is the parameter of the influence of the first priority regulating factor on the engine thrust for a particular mode of its operation;

В_А2 - параметр влияния второго по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;In _A2 - the parameter of the influence of the second priority regulating factor on the engine thrust for a particular mode of its operation;

ΔA₁ - поправка к штатной величине воздействия первого по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;ΔA ₁ - amendment to the nominal magnitude of the impact of the first priority regulatory factor for a specific mode of engine operation;

ΔА₂ - поправка к штатной величине воздействия второго по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;ΔA ₂ - amendment to the nominal magnitude of the impact of the second priority regulating factor for a specific mode of engine operation;

δΔК - разность между эталонным значением величины запаса газодинамической устойчивости ΔК_эт и действительным значением величины запаса газодинамической устойчивости

;δΔK - the difference between the reference value of the value of the gas-dynamic stability margin ΔK _at and the actual value of the value of the gas-dynamic stability margin

;

C_A1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на величину запаса газодинамической устойчивости двигателя для конкретного режима его работы;C _A1 is the parameter of the influence of the first in priority regulating factor on the value of the gas-dynamic stability of the engine for a particular mode of operation;

С_А2 - параметр влияния второго по приоритету регулирующего фактора на величину запаса газодинамической устойчивости двигателя для конкретного режима его работы.С _А2 - the parameter of the influence of the second priority regulating factor on the value of the engine gas-dynamic stability margin for a specific mode of its operation.

Существенность отличительных признаков способа управления турбореактивным двухконтурным двигателем подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение, обеспечивает достижение технического результата - повышение надежности и эффективности работы двигателя за счет оптимизации управляющего воздействия, сформированного с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель.The significance of the distinctive features of the method of controlling a turbojet bypass engine is confirmed by the fact that only a set of all actions and operations describing the invention ensures the achievement of the technical result — improving the reliability and efficiency of the engine by optimizing the control action generated taking into account the degree of unevenness of the total air pressure at the inlet engine.

Пример реализации способа управления турбореактивным двухконтурным двигателем поясняется чертежами, где:An example implementation of the method of controlling a turbojet dual engine is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 схематично представлена система управления турбореактивным двухконтурным двигателем;in fig. 1 schematically shows a control system for a turbojet bypass engine;

на фиг. 2 представлен график с характеристикой вентилятора, соответствующей однородному потоку на входе в двигатель;in fig. 2 shows a graph with a fan characteristic corresponding to a uniform flow at the engine inlet;

на фиг. 3 представлен график с характеристикой вентилятора, соответствующей действительному значению уровня неравномерности полного давления за вентилятором.in fig. 3 shows a graph with a fan characteristic corresponding to the actual value of the unevenness of the total pressure behind the fan.

Турбореактивный двухконтурный двигатель 1 содержит входное устройство 2 с направляющим аппаратом, вентилятор 3, компрессор 4 высокого давления, основную камеру сгорания 5 с системой 6 подачи топлива, турбину 7 высокого давления, турбину 8 низкого давления, камеру смешения 9, форсажную камеру 10 с системой подачи топлива 11 и регулируемое реактивное сопло 12 (см. фиг. 1).Turbojet bypass engine 1 contains an inlet device 2 with a guide vane, a fan 3, a high-pressure compressor 4, a main combustion chamber 5 with a fuel supply system 6, a high-pressure turbine 7, a low-pressure turbine 8, a mixing chamber 9, an afterburner 10 with a feed system fuel 11 and adjustable jet nozzle 12 (see Fig. 1).

Система управления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит набор датчиков измеряемых эксплуатационных параметров двигателя: датчик 13 полной температуры

на входе в двигатель 1, датчик 14 полного давления

на входе в двигатель 1, датчик 15 угла установки Она направляющего аппарата входного устройства 2, сеть 16 датчиков, измеряющих поле полного давления

за вентилятором 3, датчик 17 физической частоты вращения N₁ вентилятора 3, датчик 18 полного давления

за компрессором 4, датчик 19 расхода топлива

в основную камеру сгорания 5, датчик 20 физической частоты вращения N₂компрессора высокого давления 4, датчик 21 полного давления

за турбиной низкого давления 8, датчик 22 расхода топлива

в форсажную камеру 10 и датчик 23 площади критического сечения F_кр регулируемого реактивного сопла 12.The control system of a turbojet dual-circuit engine contains a set of sensors for measured engine performance parameters: full-temperature sensor 13

at the entrance to the engine 1, the sensor 14 full pressure

at the entrance to the engine 1, the sensor 15 of the installation angle It guides the input device 2, a network of 16 sensors measuring the total pressure field

behind the fan 3, the sensor 17 physical speed N ₁ fan 3, the sensor 18 full pressure

for compressor 4, fuel consumption sensor 19

in the main combustion chamber 5, the sensor 20 of the physical frequency of rotation of the N ₂ high-pressure compressor 4, the sensor 21 of the full pressure

behind the low-pressure turbine 8, the sensor 22 fuel consumption

in the afterburner 10 and the sensor 23 of the critical section area F _kr adjustable jet nozzle 12.

Датчик 14 полного давления

на входе в двигатель 1 размещают во входном устройстве 2 в том его участке, в котором расположена область с максимальным полным давлением, определенная по результатам стендовых испытаний входного устройства 2 при различных сочетаниях скорости набегающего потока, углов атаки и скольжения.Full pressure sensor 14

at the entrance to the engine 1 is placed in the input device 2 in the area in which the region with the maximum total pressure is located, determined from the results of bench tests of the input device 2 at various combinations of flow velocity, angles of attack and slip.

Все датчики 14-23 связаны с устройством 24 сбора данных измерений, которое подключено к штатной системе 25 автоматического управления, связанной с задающим устройством 26. К штатной системе 25 автоматического управления подключен блок 27 учета неоднородности давления, который состоит из вычислителя 28 невязок, вычислителя 29 поправок регулирующих факторов с запоминающим устройством 30 и сумматора 31. Вычислитель 28 невязок, предназначенный для вычисления разности (невязки) между эталонными и действительными значениями по тяге и величине запаса газодинамической устойчивости двигателя, своими входами связан со штатной системой 25 автоматического управления, задающим устройством 26 и устройством 24 сбора данных измерений, а выходом подключен к входу вычислителя 29 поправок регулирующих факторов, выход которого подключен к сумматору 31.All sensors 14-23 are connected with the measurement data acquisition device 24, which is connected to the standard automatic control system 25 associated with the master device 26. The pressure inhomogeneity metering unit 27, which consists of the residual calculator 28, the calculator 29 is connected to the standard automatic control system 25 adjustments of the regulatory factors with a storage device 30 and adder 31. The calculator 28 residuals, designed to calculate the difference (residual) between the reference and actual values of the burden and the amount of stock ha odinamicheskoy engine stability, its input is connected with the standard automatic control system 25, setting device 26 and the device 24 collect measurement data, and output connected to the input of the calculator 29 amendments regulating factors, whose output is connected to the adder 31.

Сумматор 31 определяет итоговые величины сигнала 32 управляющего фактора по расходу топлива

в основную камеру сгорания 5, сигнала 33 по расходу топлива

в форсажную камеру 10, сигнала 34 по площади критического сечения F_кр, регулируемого реактивного сопла 12, сигнала 35 по углу установки (Хна направляющего аппарата.The adder 31 determines the total value of the signal 32 of the control factor for fuel consumption

to the main combustion chamber 5, signal 33 for fuel consumption

in the afterburner 10, the signal 34 on the area of the critical section F _kr , adjustable jet nozzle 12, the signal 35 on the installation angle (Henna guide vane.

В запоминающее устройство 30 занесен набор характеристик вентилятора 3, полученный по результатам автономных испытаний вентилятора 3 с различным заданным уровнем

неравномерности полного давления на входе, равном 0, 2, 4, 6, 8, 10% и расположенным в порядке возрастания замеренного уровня

неравномерности полного давления на выходе вентилятора 3.In the storage device 30 entered the set of characteristics of the fan 3, obtained from the results of autonomous tests of the fan 3 with a different set level

uneven total pressure at the inlet, equal to 0, 2, 4, 6, 8, 10% and arranged in ascending order of the measured level

irregularity of the total pressure at the fan outlet 3.

На фиг. 2 представлена характеристика вентилятора при уровне

неравномерности полного давления на выходе вентилятора равном 0, на фиг. 3 - при уровне

неравномерности полного давления на выходе вентилятора равном 6%. Характеристики вентилятора сформированы линиями 36 приведенной частоты вращения N_1np, линией 37 границ устойчивой работы и линией 38 рабочих режимов, рабочей точкой 39, расположенной на пересечении линии 36 приведенной частоты вращения N_1np и линии 38 рабочих режимов, и точкой 40, расположенной на пересечении линии 36 приведенной частоты вращения N_1np и линии 37 границы устойчивой работы. Линия 38 рабочих режимов определяется по данным испытаний двигателя (или по его математической модели) для каждого значения уровня неравномерности за вентилятором 3.FIG. 2 shows the fan characteristic at level

the unevenness of the total pressure at the fan outlet is 0; in FIG. 3 - at level

non-uniformity of the total pressure at the fan outlet equal to 6%. The fan characteristics are formed by the reduced rotation speed lines N _1np , the 37 line of stable operation limits and the operating mode line 38, the operating point 39 located at the intersection of line 36 of the reduced rotational speed N _1np and the

operating mode line

38, and 40 located at the intersection of the line 36 reduced rotational speed N _1np and line 37 of the border of stable operation. Line 38 operating modes is determined according to the test engine (or its mathematical model) for each value of the level of unevenness behind the fan 3.

Также в запоминающее устройство 30 заносят данные о параметрах влияния регулирующих факторов на тягу R двигателя 1 и величину запаса газодинамической устойчивости ΔК вентилятора 3, определяемые предварительно по математической модели двигателя на стационарных режимах с шагом по приведенной частоте вращения N_1пр вентилятора 3 методом малых отклонений (А.Я. Черкез, «Инженерные расчеты газотурбинных двигателей методом малых отклонений» М., Машиностроение, 1965), путем последовательного задания небольшого (не более 2-3%) изменения каждого из регулирующих факторов. При этом в качестве регулирующих факторов используют расход топлива

в основной камере сгорания 5, расход топлива

в форсажной камере 10, угол установки α_НА направляющего аппарата, площадь критического сечения F_кр реактивного сопла 12.Also, data on the influence of regulatory factors on the thrust R of the engine 1 and the value of the gas-dynamic stability margin ΔK of the fan 3, previously determined by the mathematical model of the engine in stationary modes in increments of the reduced rotation frequency N _{1pr of the} fan 3, are _{entered into the memory 30} by the method of small deviations (A I. Cherkez, "Engineering calculations of gas turbine engines by the method of small deviations" M., Mashinostroenie, 1965), by successively setting a small (no more than 2-3%) change of each of the reg oscillating factors. At the same time as the regulatory factors use fuel consumption

in the main combustion chamber 5, fuel consumption

in the afterburner 10, the installation angle α _{on the} guide vane, the area of the critical section F _{cr of the} jet nozzle 12.

Величина параметра влияния каждого регулирующего фактора на тягу R двигателя 1 и величину запаса газодинамической устойчивости ΔК вентилятора 3 вычисляется в следующем порядке:The value of the parameter of the influence of each regulating factor on the thrust R of the engine 1 and the value of the gas-dynamic stability margin ΔK of the fan 3 is calculated in the following order:

- определяют величину соответствующего изменения тяги ΔR:- determine the amount of the corresponding change of thrust ΔR:

, где

where

R_изм - тяга двигателя после изменения регулирующего фактора;R _ISM - engine thrust after changing the regulatory factor;

R_исх - тяга двигателя без изменения регулирующего фактора;R _Ref - engine thrust without changing the regulatory factor;

- определяют изменение величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора Δ(ΔК):- determine the change in the value of the stock of the gas-dynamic stability of the fan Δ (ΔK):

, где

where

ΔК_изм - величина запаса газодинамической устойчивости после изменения регулирующего фактора; _Edited ΔK - value of dynamic stability reserve after the change of the regulatory factor;

ΔК_исх - величина запаса газодинамической устойчивости без изменения регулирующего фактора;ΔK _ref is the value of the gas-dynamic stability margin without changing the regulatory factor;

- определяют параметр влияния, как отношение полученной величины изменения к величине изменения каждого из регулирующих факторов (

, ΔF_кр, Δα_НА,

):- determine the parameter influence, as the ratio of the magnitude of the change to the magnitude of the change of each of the regulatory factors (

, ΔF _cr , Δα _ON ,

):

- параметр влияния расхода топлива в основную камеру сгорания на тягу двигателя, равный

;

- the parameter of the influence of fuel consumption in the main combustion chamber on the engine thrust, equal to

;

B_Fкр - параметр влияния площади критического сечения реактивного сопла на тягу двигателя, равный ΔR/ΔF_кр;B _Fcr - the parameter of the influence of the area of the critical section of the jet nozzle on the engine thrust, equal to ΔR / ΔF _cr ;

В_α - параметр влияния углов установки направляющих аппаратов вентилятора на тягу двигателя, равный ΔR/Δα_НА;The _α - parameter setting angles fan effect directing devices on engine thrust equal to ΔR / Δα _ON;

- параметр влияния расхода топлива в форсажную камеру сгорания на тягу двигателя, равный

;

- the parameter of the influence of fuel consumption in the afterburner combustion chamber on the engine thrust, equal to

;

- параметр влияния расхода топлива в основную камеру сгорания на величину запаса газодинамической устойчивости вентилятора, равный

;

- the parameter of the influence of fuel consumption in the main combustion chamber on the value of the reserve of the gas-dynamic stability of the fan, equal to

;

C_Fкр - параметр влияния площади критического сечения реактивного сопла на величину запаса газодинамической устойчивости вентилятора, равный Δ(ΔК)/ΔF_кр;C _Fcr - the parameter of the influence of the area of the critical section of the jet nozzle on the value of the gas dynamic stability of the fan, equal to Δ (ΔК) / ΔF _cr ;

С_α - параметр влияния углов установки направляющих аппаратов вентилятора на величину запаса газодинамической устойчивости вентилятора, равный Δ(ΔК)/Δα_НА;C. _α - setting angles of the influence of the fan guide devices on the magnitude of the fan dynamic stability margin, equal to Δ (ΔK) / Δα _ON;

- параметр влияния расхода топлива в форсажную камеру сгорания на величину запаса газодинамической устойчивости вентилятора, равный

;

- the parameter of the influence of fuel consumption in the afterburner combustion chamber on the value of the reserve of the gas-dynamic stability of the fan, equal to

;

Значения всех перечисленных параметров влияния

, В_Fкр, В_α,

,

, C_Fкр, С_α,

ограничены диапазоном от минус 2 до 2.Values of all listed influence parameters

, In _Fkr , In _α ,

,

, C _Fcr , C _α ,

limited to a range from minus 2 to 2.

Кроме того, в запоминающее устройство 30 вводятся данные о приоритетности А₁, А₂, А₃, А₄ регулирующих факторов

, F_кр, α_НА,

на каждом режиме работы двигателя 1, характеризуемом приведенной частотой вращения N_1пр вентилятора 3. Для этого полученные значения параметров влияния аппроксимируют в функции приведенной частоты вращения вентилятора 3:In addition, in the storage device 30, data is entered on the priority of A ₁ , A ₂ , A ₃ , A ₄ regulatory factors

, F _cr , α _ON ,

in each mode of operation of the engine 1, characterized by the reduced rotational speed N _1пр fan 3. For this, the obtained values of the influence parameters are approximated as a function of the reduced frequency of rotation of the fan 3:

Сформированный таким образом набор функций параметров влияния:

, B_Fкр(N_1пр), B_α(N_1пр),

,

, C_Fкр(N_1пр), C_α(N_1пр),

позволяет на каждом режиме работы двигателя, характеризуемом приведенной частотой вращения N_1пр вентилятора выстраивать регулирующие факторы

, F_кр, α_НА,

по приоритетности A₁, А₂, А₃, А₄ в зависимости от абсолютной величины соответствующих параметров влияния

, В_Fкр, B_α,

,

, C_Fкр, С_α,

. На различных стационарных и переходных режимах работы двигателя 1 регулирующие факторы могут располагаться следующим образом.The set of functions of influence parameters thus formed:

, B _Fкр (N _1пр ), B _α (N _1пр ),

,

, C _Fкр (N _1пр ), C _α (N _1пр ),

allows on each engine operation mode characterized by the reduced rotational speed N _{1пр of the} fan to build up regulating factors

, F _cr , α _ON ,

according to priority A ₁ , A ₂ , A ₃ , A ₄ , depending on the absolute value of the corresponding influence parameters

, B _Fcr , B _α ,

,

, C _Fcr , C _α ,

. On various stationary and transient modes of operation of the engine 1, the regulatory factors can be located as follows.

На режиме «полный форсаж» в связи с достижением некоторыми основными параметрами двигателя своих ограничений (частоты вращения роторов максимальны, температура газа за основной камерой сгорания максимальна) регулирующие факторы имеют сниженный диапазон изменения и поэтому выстраиваются по приоритетности следующим образом:In the “full afterburner” mode, due to the achievement of some of the main engine parameters of their limitations (rotor speeds are maximum, gas temperature behind the main combustion chamber is maximum), the control factors have a reduced range of variation and therefore are prioritized as follows:

На режиме «частичный форсаж», характеризующемся сниженным расходом топлива в форсажную камеру 10 и максимальным режимом работы газотурбинной части двигателя некоторые, регулирующие факторы имеют более широкий диапазон изменения, что позволяет выстроить их по приоритетности следующим образом:In the “partial afterburner” mode, characterized by reduced fuel consumption in the afterburner 10 and the maximum operating mode of the gas turbine part of the engine, some regulatory factors have a wider range of variation, which allows them to be prioritized as follows:

На режиме «максимальный» расход топлива в форсажную камеру равен нулю, а температура газа за основной камерой сгорания поддерживается максимальной для обеспечения максимальной тяги (и максимальных частот вращения роторов), поэтому для этого режима регулирующие факторы ограничены лишь тремя параметрами и расположены следующим образом:In the “maximum” mode, the fuel consumption in the afterburner is zero, and the gas temperature behind the main combustion chamber is maintained at maximum to ensure maximum thrust (and maximum rotor speeds), therefore for this mode the control factors are limited to only three parameters and are as follows:

На режиме «максимальный продолжительный» («номинальный») снижены частоты вращения роторов и температура газа за основной камерой сгорания расход топлива в форсажную камеру равен нулю, поэтому регулирующие факторы ограничены тремя параметрами и располагаются следующим образом:In the “maximum continuous” (“nominal”) mode, the rotor speeds are reduced and the gas temperature behind the main combustion chamber fuel consumption in the afterburner is zero, therefore the control factors are limited to three parameters and are arranged as follows:

«Крейсерские» режимы работы характеризуются максимальной экономичностью двигателя, поэтому расход топлива в форсажную камеру равен нулю, а также расход топлива в основную камеру сгорания поддерживается из условий максимальной экономичности, что определяет следующий ранжир управляющих факторов:“Cruising” modes of operation are characterized by maximum engine efficiency, so the fuel consumption in the afterburner is zero, and fuel consumption in the main combustion chamber is maintained from the conditions of maximum efficiency, which determines the following ranking of control factors:

Режимы «малый газ» - режимы минимальной тяги при обеспечении устойчивости работы двигателя и минимального времени приемистости, на этих режимах расход топлива в форсажную камеру равен нулю, частоты вращения роторов минимальны, исходя из этих положений регулирующие факторы располагаются следующим образом:“Low gas” modes - minimum thrust modes while ensuring engine operation stability and minimum pickup time, on these modes the fuel consumption in the afterburner is zero, the rotor speeds are minimal, based on these provisions the control factors are as follows:

На переходных бесфорсажных режимах, характеризующихся положительным значением производной приведенной частоты вращения вентилятора по времениOn the transitional unformed modes, characterized by a positive value of the derivative of the reduced fan speed over time

(переход с пониженного режима на более высокий), для которых характерны повышенные требования по выдерживанию допустимых запасов газодинамической устойчивости, по мгновенной приведенной частоте вращения N_1пр вентилятора 3 с помощью полученных ранее аппроксимирующих зависимостей определяют мгновенные значения параметров влияния, среди которых наиболее приоритетными являются наиболее сильно влияющие на величину запаса газодинамической устойчивости вентилятора. Таким образом, регулирующие факторы выстраиваются по приоритетности в следующем порядке:(transition from a reduced mode to a higher one), which are characterized by increased requirements for maintaining the admissible reserves of gas-dynamic stability, the instantaneous values of the influence parameters, among which the highest priorities are the highest, are determined by the instantaneous approximate rotational speed N _1pr fan 3 affecting the value of the gas-dynamic stability of the fan. Thus, the regulatory factors are prioritized in the following order:

На переходных бесфорсажных режимах, связанных с уменьшением приведенной частоты вращения вентилятораOn the transitional fass-free regimes associated with a decrease in the reduced fan speed

запас устойчивости имеет значительную величину, поэтому приоритетными являются факторы, влияющие на выполнение требований по тяге двигателя:the stability margin is significant; therefore, priority is given to factors affecting the fulfillment of engine load requirements:

На переходных форсажных режимах тяга двигателя является приоритетным параметром, частоты роторов и температура на выходе из основной камеры сгорания максимальны, поэтому регулирующие факторы выстраиваются в следующем порядке:In transient afterburner modes, engine thrust is a priority parameter, the rotor frequency and temperature at the exit from the main combustion chamber are maximum, therefore the regulatory factors are arranged in the following order:

Управление турбореактивным двухконтурным двигателем осуществляется следующим образом.Management turbojet engine is as follows.

На стационарных и переходных режимах работы двигателя 1 с помощью датчиков 13, 15 и 17-23 измеряют внешние рабочие параметры, полученные данные измерений из устройства 24 сбора данных измерений передаются в штатную систему 25 автоматического управления, в которой по измеренным значениям вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя 1 и определяют в качестве эксплуатационных характеристик для конкретного режима работы двигателя 1 его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора 3, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик со значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, предварительно определенными по результатам испытаний двигателя либо рассчитанными по его математической модели.In stationary and transient modes of operation of the engine 1, external operating parameters are measured by means of sensors 13, 15 and 17-23, the measurement data obtained from the measurement data collection device 24 are transmitted to the standard automatic control system 25, in which the inaccessible internal measurements are calculated from the measured values the parameters of the working process of the engine 1 and determine as the performance characteristics for a specific mode of operation of the engine 1 its real values of thrust and the value of the gas-dynamic stability margin and fan 3, the values obtained are compared with the values of the performance and thrust dynamic stability margin value for a particular mode of operation, predetermined by engine test results calculated by either of its mathematical model.

По результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива

в форсажной камере 10, угол α_НА установки направляющего аппарата, площадь критического сечения F_кр реактивного сопла 12. Данные о штатной величине воздействия регулирующих факторов передаются в сумматор 31 блока 27 учета неоднородности давления.According to the results of the comparison of performance characteristics, the standard values of the impact of regulatory factors are determined, which use the fuel consumption as

in the main combustion chamber 5, fuel consumption

in the afterburner 10, the angle α _{ON the} installation of the guide vane, the area of the critical section F _{cr of the} jet nozzle 12. Data on the standard value of the influence of regulatory factors are transmitted to the adder 31 of the pressure inhomogeneity unit 27.

Для определения поправок, учитывающих уровень неравномерности полного давления за вентилятором 3, в вычислителе 28 невязок рассчитывают действительные значения эксплуатационных характеристик двигателя для конкретного режима его работы с учетом уровня неравномерности полного давления за вентилятором и эталонные значения тяги R_эт и величины запаса газодинамической устойчивости ΔК_эт, рассчитанные с учетом характеристики вентилятора, соответствующей однородному потоку на входе в двигатель 1 и максимальному значению полного давления в плоскости входа в двигатель 1.To determine the corrections that take into account the level of the total pressure unevenness behind the fan 3 in the calculator 28, the residuals calculated actual values of engine operating characteristics for a particular mode of its operation according to the level of the total pressure unevenness of the fan and the reference values thrust R _et and the size stock dynamic stability ΔK _floor, calculated taking into account the characteristics of the fan, corresponding to a uniform flow at the entrance to the engine 1 and the maximum value of the total pressure input plane in the engine 1.

Действительные значения тяги

определяют с учетом характеристики вентилятора 3, соответствующей значению уровня неравномерности

полного давления за вентилятором 3, определенному по осредненному значению показаний сети 16 датчиков полного давления за вентилятором 3.Actual thrust values

and the magnitude of the reserve gasdynamic stability

determined based on the characteristics of the fan 3, corresponding to the value of the level of unevenness

total pressure behind the fan 3, determined by the averaged value of the network readings of 16 full pressure sensors behind the fan 3.

Эталонное значение тяги R_эт определяют с учетом характеристики вентилятора 3, соответствующей однородному потоку на входе (уровень неравномерности

равен 0) и показаниям датчика 14 полного давления перед вентилятором 3, соответствующим наибольшему значению полного давления в плоскости входа. По показаниям сети 16 датчиков полного давления определяют значение показателя неравномерности

.The reference value of the thrust R _FL is determined taking into account the characteristics of the fan 3, corresponding to a uniform flow at the inlet (level of non-uniformity

equal to 0) and the sensor 14 total pressure in front of the fan 3, corresponding to the highest value of the total pressure in the plane of the entrance. According to the testimony of the network 16 full pressure sensors determine the value of the index of non-uniformity

.

Порядок определения эталонного значения тяги на полетном режиме работы двигателя приведен ниже.The procedure for determining the reference value of the thrust during the flight mode of the engine is given below.

Определяют значение полного давления

по показаниям датчика 14 полного давления

на входе в двигатель 1, умноженных на полученную по характеристике (фиг. 2) вентилятора 3 для рабочей точки 39 степень

повышения полного давления.Determine the value of the total pressure

according to the sensor 14 full pressure

at the entrance to the engine 1, multiplied by the obtained according to the characteristic (Fig. 2) of the fan 3 for the operating point 39 degree

increase total pressure.

Определяют параметр

, пропорциональный полному давлению на входе в регулируемое реактивное сопло 12, как:Define the parameter

proportional to the total inlet pressure to the variable jet nozzle 12, as:

σ_к - коэффициент восстановления полного давления во втором контуре, равный отношению полного давления

за компрессором 4 высокого давления к полному давлению

за вентилятором 3;σ _к - coefficient of recovery of the total pressure in the second circuit, equal to the ratio of the total pressure

behind high pressure compressor 4 to full pressure

behind fan 3;

- полное давление газа за турбиной 8 низкого давления;

- the total gas pressure behind the low-pressure turbine 8;

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

Определяют температуру газа

на выходе из камеры смешения 9 с учетом зависимости между удельной энтальпией

и температурой

из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями входа в двигатель 1 и выхода из камеры смешения 9:Determine the temperature of the gas

at the exit of the mixing chamber 9, taking into account the relationship between the specific enthalpy

and temperature

from the equation of heat balance for the working fluid between the sections of the entrance to the engine 1 and exit from the mixing chamber 9:

G_B1 - расход воздуха через двигатель 1, определяемый по характеристике вентилятора 3 (фиг. 2) для рабочей точки 39, которая находится на пересечении заранее известной рабочей линии 38 и линии 36 приведенной частоты вращения, соответствующей измеренному значению приведенной частоты вращения N_1пр;G _B1 - air flow through the engine 1, determined by the characteristics of the fan 3 (Fig. 2) for the operating point 39, which is located at the intersection of the previously known working line 38 and the line 36 of the reduced rotational speed corresponding to the measured value of the reduced rotational speed N _1pr ;

- расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания 5;

- fuel consumption supplied to the main combustion chamber 5;

G_см - расход газа за камерой смешения 9, равныйG _cm - gas consumption for the mixing chamber 9, equal to

- удельная энтальпия воздуха на входе в двигатель 1, определяемая по входным параметрам;

- specific enthalpy of air entering the engine 1, determined by the input parameters;

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

η_г - коэффициент полноты сгорания в основной камере сгорания 5, определяемый по ее характеристикам;η _g - the coefficient of completeness of combustion in the main combustion chamber 5, determined by its characteristics;

- удельная энтальпия газов на выходе из камеры смешения 9;

- specific enthalpy of gases at the exit from the mixing chamber 9;

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 the function that relates the temperature of the working fluid with its enthalpy and composition [see “Aviation gas turbine engines: methods and subroutines for calculating the thermodynamic parameters of air and combustion products of hydrocarbon fuels”. Guiding Technical Material of Aviation Engineering RTM 1677-83., P. 5, M., 1983];

q_см - условный состав рабочего тела в камере смешения 9, определяемый отношением расход топлива

, подаваемого в основную камеру сгорания 5, к расходу G_B1 воздуха через двигатель 1;q _cm - conditional composition of the working fluid in the mixing chamber 9, determined by the ratio of fuel consumption

supplied to the main combustion chamber 5 to the air flow rate G _B1 through the engine 1;

T₀ - температура подачи топлива в основную камеру сгорания 5.T ₀ - the temperature of the fuel supply to the main combustion chamber 5.

Определяют температуру газа

на выходе из форсажной камеры 10 с учетом зависимости между удельной энтальпией

и температурой

торможения из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями выхода из камеры смешения 9 и выхода из форсажной камеры 10:Determine the temperature of the gas

at the outlet of the afterburner 10, taking into account the relationship between the specific enthalpy

and temperature

braking from the heat balance equation for the working fluid between the cross sections of the exit from the mixing chamber 9 and the output from the afterburner 10:

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

- расход топлива, подаваемого в форсажную камеру 10;

- fuel consumption supplied to the afterburner 10;

G_ф - расход газа за форсажной камерой 10;G _f - gas consumption for afterburner chamber 10;

- удельная энтальпия газов за форсажной камерой 10;

- specific enthalpy of gases behind the afterburner chamber 10;

q_Σ - условный состав рабочего тела в форсажной камере 10, определяемый какq _Σ - conditional composition of the working fluid in the afterburner chamber 10, defined as

Вычисляют значение плотности тока q(λ_см) исходя из уравнения расхода газа, определяемого через параметры заторможенного потока:Calculate the value of current density q (λ _cm ) from the equation of gas flow, determined through the parameters of the inhibited flow:

- размерный коэффициент, зависящий от рода газа (состава смеси);

- size coefficient depending on the type of gas (mixture composition);

F_см - площадь сечения канала на выходе из камеры смешения 9.F _cm - the cross-sectional area of the channel at the exit of the mixing chamber 9.

Определяют значение приведенной скорости λ_см на выходе из камеры смешения 9, которое находят с помощью метода Ньютона:Determine the value of the superficial velocity λ _cm at the exit of the mixing chamber 9, which is found using the Newton method:

k_см - 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 dual-circuit engine with a mixture of flows is 1.33.

Вычисляют полное давление

на входе в реактивное сопло 12 по следующей формуле:Calculate total pressure

at the entrance to the jet nozzle 12 according to the following formula:

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

ƒ_З - 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 _G - a function that determines the relationship between the recovery coefficient of the total pressure and the degree of heating in the afterburner chamber 10, the value of which is determined as a result of autonomous testing of the chamber or using calculations based on a mathematical model.

Для стационарного полетного режима работы двигателя с отключенной форсажной камерой значение коэффициент σ_ФК равен 1.For stationary flight mode of the engine with the afterburner off, the value of the coefficient σ _FC is equal to 1.

Вычисляют площадь F_c среза реактивного сопла по ее заранее определенной зависимости ƒ_c от критической площади F_кр реактивного сопла, измеряемой датчиком 23:Calculate the area F _c cutoff jet nozzle according to its predetermined dependence ƒ _c on the critical area F _kr jet nozzle measured by the sensor 23:

Из уравнения расхода газа на срезе реактивного сопла 12 находят значение плотности тока q(λ_c):From the equation of gas flow in the jet nozzle section 12, the current density value q (λ _c ) is found:

- для режима с неработающей форсажной камерой 10:- for mode with inactive afterburner chamber 10:

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

Значение приведенной скорости λ_с потока на срезе реактивного сопла 12 получают с помощью метода Ньютона из выражения:The value of the superficial velocity λ _{with the} flow at the cut of the jet nozzle 12 is obtained using the Newton method from the expression:

k_с - 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 - the adiabatic index on the cut of the jet nozzle 12, the value of which when the afterburner 10 is turned on is 1.25, and when the afterburner 10 is off, is 1.33.

Каждому значению q(λ_c) соответствуют два аргумента:Each value of q (λ _c ) corresponds to two arguments:

λ_c1<1 и λ_c1>1.λ _c1 <1 and λ _c1 > 1.

При выполнении условия:When the condition is met:

принимают докритическое значение приведенной скорости λ_с потока на срезе реактивного сопла 12 меньше 1, а при выполнении условия:take the subcritical value of the reduced speed λ _{with the} flow at the jet nozzle 12 is less than 1, and when the condition is met:

принимают сверхкритическое значение λ_с больше 1.take supercritical value of λ _with greater than 1.

По значению λ_с рассчитывают значение газодинамической функции

приведенной плотности потока импульса на срезе регулируемого реактивного сопла 12:From the value of λ _with calculate the value of the gas-dynamic function

the flux density of the pulse at the cut adjustable jet nozzle 12:

Вычисляют величину выходного импульса J реактивного сопла 12:Calculate the magnitude of the output pulse J of the jet nozzle 12:

P_h - статическое давление окружающей среды.P _h - static pressure of the environment.

Определяют эталонные значения тяги R_эт двигателя 1 на конкретном полетном режиме его работы:Determine the reference values of thrust R _FL engine 1 on a specific flight mode of its operation:

V_h - скорость набегающего потока воздуха.V _h - air flow velocity.

Значение действительной тяги

определяется вычислителем 28 невязок с учетом осредненных показаний сети 16 датчиков полного давления за вентилятором и характеристики вентилятора 3 (фиг. 3), соответствующей имеющемуся значению показателя неравномерностиActual thrust value

determined by the calculator 28 residuals taking into account the averaged readings of the network 16 of the full pressure sensors behind the fan and the characteristics of the fan 3 (Fig. 3) corresponding to the existing value of the unevenness indicator

Для этого определяют осредненное значение полного давления

и показатель неравномерности

по показаниям сети 16 датчиков полного давления, измеряющих поле полного давления

на выходе из вентилятора 3.To do this, determine the averaged value of the total pressure

and unevenness index

according to indications of a network of 16 full pressure sensors measuring the total pressure field

at the exit of the fan 3.

Определяют параметр

, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло 12, как:Define the parameter

proportional to the total pressure at the entrance to the jet nozzle 12, as:

σ_к - коэффициент восстановления полного давления во втором контуре двигателя 1;σ _to - the recovery coefficient of the total pressure in the second circuit of the engine 1;

- the total gas pressure behind the low-pressure turbine 8;

Определяют температуру газа

и температурой

and temperature

G_B1 - расход воздуха через двигатель, определяемый по характеристике вентилятора 3, соответствующей показателю неравномерности

для рабочей точки 39 (фиг. 3), которая находится на пересечении заранее известной рабочей линии 38 и линии 36 приведенной частоты вращения, соответствующей измеренному значению приведенной частоты вращения N_1пр;G _B1 - air flow through the engine, determined by the characteristics of the fan 3, corresponding to the non-uniformity indicator

for the working point 39 (Fig. 3), which is located at the intersection of the previously known working line 38 and the line 36 of the reduced rotational speed corresponding to the measured value of the reduced rotational speed N _1пр ;

- fuel consumption supplied to the main combustion chamber 5;

- удельная энтальпия воздуха на входе в двигатель, определяемая по входным параметрам;

- specific enthalpy of air at the engine inlet, determined by the input parameters;

- удельная энтальпия газов за камерой смешения 9;

- specific enthalpy of gases behind the mixing chamber 9;

ƒ₂ - функция, связывающая температуру рабочего тела с его энтальпией и составом;ƒ ₂ is the function that relates the temperature of the working medium with its enthalpy and composition;

q_см - условный состав рабочего тела в камере смешения 9, определяемый соотношением

;q _cm - conditional composition of the working fluid in the mixing chamber 9, determined by the ratio

;

Т₀ - температура подачи топлива в камеру сгорания 5.T ₀ - the temperature of the fuel supply to the combustion chamber 5.

Далее параметры

, q(λ_см), λ_см,

, q(λ_c), λ_с,

, J вычисляют аналогично алгоритму определения R_эт.Further parameters

, q (λ _cm ), λ _cm ,

, q (λ _c ), λ _с ,

, J is calculated similarly to the algorithm for determining R _FL .

Определяют действительное значение тяги

двигателя 1 на конкретном полетном режиме его работы:Determine the actual value of thrust

engine 1 on a specific flight mode of its operation:

Затем вычислителем 28 невязок определяют величину невязки по тяге:Then the calculator 28 residuals determine the magnitude of the residual according to the burden:

По известному значению показателя неравномерности, набору характеристик вентилятора 3 (фиг. 2) с заранее определенной линией 37 границы устойчивой работы и протеканию линии 38 рабочих режимов на характеристике вентилятора 3 в условиях однородного потока и реального значения параметра неравномерности

вычислитель 28 невязок определяет действительную величину запаса газодинамической устойчивости

вентилятора по формуле:According to the known value of the non-uniformity indicator, the set of characteristics of the fan 3 (Fig. 2) with a predetermined line 37 of the stable operation boundary and the flow of the operating mode line 38 on the characteristic of the fan 3 under conditions of uniform flow and the real value of the non-uniformity parameter

calculator 28 residuals determines the actual value of the gas-dynamic stability margin

Fan formula:

- степень повышения давления в точке 40, расположенной на пересечении линии 37 границы устойчивой работы и линии 36 приведенной частоты вращения, соответствующей измеренному значению приведенной частоты вращения;

- the degree of pressure increase at point 40, located at the intersection of the line 37 of the boundary of stable operation and the line 36 of the reduced speed, corresponding to the measured value of the reduced speed;

G_гр - приведенный расход воздуха в точке 40, расположенной на пересечении линии 37 границы устойчивой работы и линии 36 приведенной частоты вращения, соответствующей измеренному значению приведенной частоты вращения;G _gr - reduced air flow rate at point 40, located at the intersection of line 37 of the boundary of stable operation and line 36 of reduced speed, corresponding to the measured value of reduced speed;

- степень повышения давления в точке 39, расположенной на пересечении рабочей линии 38 и линии 36 приведенной частоты вращения, соответствующей измеренному значению приведенной частоты вращения;

- the degree of pressure increase at point 39, located at the intersection of the working line 38 and the line 36 of the reduced speed, corresponding to the measured value of the reduced speed;

G_B1 - приведенный расход воздуха в точке 39, расположенной на пересечении рабочей линии 38 и линии 36 приведенной частоты вращения, соответствующей измеренному значению приведенной частоты вращения.G _B1 - reduced air flow rate at point 39, located at the intersection of the working line 38 and the line 36 of the reduced speed, corresponding to the measured value of the reduced speed.

Затем вычислителем 28 невязок определяют величину невязки по величине запаса газодинамической устойчивости вентилятора δΔК формуле:Then the calculator 28 residuals determine the magnitude of the residual by the size of the reserve of the gas-dynamic stability of the fan δΔK formula:

Исходя из приоритетности параметров влияния на соответствующем режиме работы двигателя 1 по приведенной частоте вращения N_1пр вычислитель 29 поправок выбирает по данным запоминающего устройства 30 два параметра A₁ и А₂ регулирования с наибольшим влиянием и формирует систему из двух линейных уравнений с двумя неизвестными:Based on the priority of the influence parameters on the corresponding mode of operation of the engine 1 according to the reduced rotational speed N _{1pr, the corrections} calculator 29 chooses _two control parameters A ₁ and A ₂ with the greatest influence according to the memory 30 and forms a system of two linear equations with two unknowns:

;

В_А1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;In _А1 - the parameter of the influence of the first priority regulating factor on the engine thrust for a particular mode of its operation;

Δ_A1 - поправка к штатной величине воздействия первого по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;Δ _A1 - the amendment to the standard value of the impact of the first priority regulatory factor for a specific mode of engine operation;

;

Вычислитель 29 поправок, решая систему уравнений, определяет величину поправок к штатным значениям регулирующих факторов ΔA₁ и ΔА₂ и направляет их в сумматор 31.The calculator 29 amendments, solving a system of equations, determines the magnitude of the amendments to the standard values of the regulatory factors ΔA ₁ and ΔA ₂ and sends them to the adder 31.

Сумматор 31 складывает величины регулирующих факторов от штатной системы автоматического управления 25 и от вычислителя 29 поправок, а результаты отправляет в штатную систему 25 автоматического управления, где они сравниваются с величинами по запасу регулирования каждого регулирующего фактора.The adder 31 adds the magnitudes of the regulatory factors from the standard automatic control system 25 and from the calculator 29 corrections, and sends the results to the standard automatic control system 25, where they are compared with the values for the control margin of each regulating factor.

В случае невозможности полностью выполнить указанные команды на увеличение или уменьшение регулирующего фактора в связи с отсутствием запаса регулирования этого регулирующего фактора, штатная система 25 автоматического управления в первую очередь выбирает весь запас регулирования, а затем отправляет сигнал в вычислитель 28 невязок о проведении расчета новой системы линейных уравнений, в которой вместо полностью выработанного регулирующего фактора используется следующий в порядке приоритетности.If it is impossible to fully execute the specified commands to increase or decrease the regulatory factor due to the lack of regulation stock of this regulatory factor, the standard automatic control system 25 first selects the entire regulation stock, and then sends a signal to the calculator 28 residuals about the calculation of the new linear system equations, in which, instead of a fully developed regulatory factor, the next one is used in order of priority.

Итоговые значения сумм отправляются в штатную систему 25 автоматического управления для формирования непосредственных сигналов воздействия на регулирующие органы и исполнительные механизмы двигателя, которым выдается команда на увеличение или уменьшение соответствующего регулирующего фактора

.The totals of the sums are sent to the standard automatic control system 25 for the formation of direct signals of influence on the regulators and actuators of the engine, which are given the command to increase or decrease the corresponding regulatory factor

.

Таким образом, выполняется задача по повышению надежности путем гарантированного недопущения потери газодинамической устойчивости (помпажа) вентилятора и повышению эффективности работы двигателя путем восстановления оптимальной величины тяги двигателя за счет оптимизации управляющего воздействия, сформированного с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель.Thus, the task of improving the reliability by ensuring that the loss of the gas-dynamic stability (surge) of the fan is avoided and the efficiency of the engine is improved by restoring the engine throttle by optimizing the control action generated taking into account the degree of unevenness of the total air pressure at the engine inlet.

Claims

The method of controlling a turbojet bypass engine with flow mixing, an afterburner and an adjustable jet nozzle, consists in that external operating parameters are measured on stationary and transient modes of engine operation, the inaccessible internal parameters of the engine operating process are measured by the measured values of external operating parameters and as the performance characteristics of the engine for a particular mode of operation of the engine its real values of thrust and value of the stock gas dynamic stability of the fan, compare the values of the obtained operational characteristics with the values of thrust and the magnitude of the reserve of gas dynamic stability for a particular mode of operation, previously determined from the results of engine tests or calculated according to its mathematical model, determine the nominal values of the regulatory factors depending on the performance characteristics and they form a control signal, and the priority of regulating the factor c, which use the fuel consumption in the main combustion chamber, the fuel consumption in the afterburner chamber, the installation angle of the guide vane, the critical section area of the jet nozzle, is determined for each stationary and transient mode of operation based on the results of preliminary engine tests, characterized in that determine the actual values of the engine performance for a particular mode of operation, taking into account the level of unevenness of the total pressure behind the fan ohm and reference values thrust R _ET and stock size dynamic stability ΔK _EB, calculated with the fan characteristic corresponding to the uniform flow at the inlet of the engine and the maximum value of the total pressure in the entrance plane of the engine, wherein the actual values of thrust R _∂ and stock size gazodinamicheskoj stability ΔK _{∂ is} determined taking into account the characteristics of the fan, corresponding to the value of the unevenness of the total pressure behind the fan, determined by the averaged value of The network of full pressure sensors behind the fan is used, and when generating a control signal, the correction value is summed up to the standard value of the influence of regulatory factors, the value of which is determined from the following system of linear equations:

δR = B _A1 * ΔA ₁ + B _A2 * ΔA ₂

δΔK = C _A1 * ΔA ₁ + C _A2 * ΔA ₂ , where:

δR - the difference between the reference value R _ET thrust and the actual thrust R _∂;

In _А1 - the parameter of the influence of the first priority regulating factor on the engine thrust for a particular mode of its operation;

In _A2 - the parameter of the influence of the second priority regulating factor on the engine thrust for a particular mode of its operation;

ΔA ₁ - amendment to the nominal magnitude of the impact of the first priority regulatory factor for a specific mode of engine operation;

ΔA ₂ - amendment to the nominal magnitude of the impact of the second priority regulating factor for a specific mode of engine operation;

δΔK is the difference between the reference value of the value of the gas-dynamic stability margin ΔK _ET and the actual value of the value of the gas-dynamic stability margin ΔK _∂ ;

С _А1 - parameter of the influence of the first in priority regulating factor on the amount of the gas-dynamic stability of the engine for a specific mode of its operation;

С _А2 - the parameter of the influence of the second priority regulating factor on the value of the engine gas-dynamic stability margin for a specific mode of its operation.