Способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем

Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается регулирования в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков. Способ характеризуется тем, что на стационарных и переходных режимах работы двигателя измеряют внешние рабочие параметры, по которым вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик двигателя его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора. Сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик со значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости, предварительно определенными по результатам испытаний двигателя. По результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов и в зависимости от них формируют управляющий сигнал. Дополнительно определяют действительные значения эксплуатационных характеристик двигателя с учетом уровня неравномерности полного давления за вентилятором и эталонные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости. Причем управляющий сигнал формируют в зависимости от суммы штатной величины воздействия регулирующих факторов и поправки к ней. Изобретение позволяет повысить надежность и эффективность работы двигателя за счет оптимизации управляющего воздействия, сформированного с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель. 3 ил.

 

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.

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.

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).

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.

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).

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.

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.

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).

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.

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.

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.

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.

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 ΔКэт, 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:

, где:

δR - разность между эталонным значением тяги Rэт и действительным значением тяги ;

BA1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;

ВА2 - параметр влияния второго по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;

ΔA1 - поправка к штатной величине воздействия первого по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;

ΔА2 - поправка к штатной величине воздействия второго по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;

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

CA1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на величину запаса газодинамической устойчивости двигателя для конкретного режима его работы;

СА2 - параметр влияния второго по приоритету регулирующего фактора на величину запаса газодинамической устойчивости двигателя для конкретного режима его работы.

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.

Пример реализации способа управления турбореактивным двухконтурным двигателем поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 схематично представлена система управления турбореактивным двухконтурным двигателем;

на фиг. 2 представлен график с характеристикой вентилятора, соответствующей однородному потоку на входе в двигатель;

на фиг. 3 представлен график с характеристикой вентилятора, соответствующей действительному значению уровня неравномерности полного давления за вентилятором.

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).

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 N2 компрессора 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 Fкр регулируемого реактивного сопла 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.

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.

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 Fкр, регулируемого реактивного сопла 12, сигнала 35 по углу установки (Хна направляющего аппарата.

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.

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 N1np, линией 37 границ устойчивой работы и линией 38 рабочих режимов, рабочей точкой 39, расположенной на пересечении линии 36 приведенной частоты вращения N1np и линии 38 рабочих режимов, и точкой 40, расположенной на пересечении линии 36 приведенной частоты вращения N1np 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.

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 N1пр 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 αНА направляющего аппарата, площадь критического сечения Fкр реактивного сопла 12.

Величина параметра влияния каждого регулирующего фактора на тягу R двигателя 1 и величину запаса газодинамической устойчивости ΔК вентилятора 3 вычисляется в следующем порядке:

- определяют величину соответствующего изменения тяги ΔR:

, где

Rизм - тяга двигателя после изменения регулирующего фактора;

Rисх - тяга двигателя без изменения регулирующего фактора;

- определяют изменение величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора Δ(ΔК):

, где

ΔКизм - величина запаса газодинамической устойчивости после изменения регулирующего фактора;

ΔКисх - величина запаса газодинамической устойчивости без изменения регулирующего фактора;

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

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

BFкр - параметр влияния площади критического сечения реактивного сопла на тягу двигателя, равный ΔR/ΔFкр;

Вα - параметр влияния углов установки направляющих аппаратов вентилятора на тягу двигателя, равный ΔR/ΔαНА;

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

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

CFкр - параметр влияния площади критического сечения реактивного сопла на величину запаса газодинамической устойчивости вентилятора, равный Δ(ΔК)/ΔFкр;

Сα - параметр влияния углов установки направляющих аппаратов вентилятора на величину запаса газодинамической устойчивости вентилятора, равный Δ(ΔК)/ΔαНА;

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

Значения всех перечисленных параметров влияния , ВFкр, Вα, , , CFкр, Сα, ограничены диапазоном от минус 2 до 2.

Кроме того, в запоминающее устройство 30 вводятся данные о приоритетности А1, А2, А3, А4 регулирующих факторов , Fкр, αНА, на каждом режиме работы двигателя 1, характеризуемом приведенной частотой вращения N1пр вентилятора 3. Для этого полученные значения параметров влияния аппроксимируют в функции приведенной частоты вращения вентилятора 3:

Сформированный таким образом набор функций параметров влияния: , BFкр(N1пр), Bα(N1пр), , , CFкр(N1пр), Cα(N1пр), позволяет на каждом режиме работы двигателя, характеризуемом приведенной частотой вращения N1пр вентилятора выстраивать регулирующие факторы , Fкр, αНА, по приоритетности A1, А2, А3, А4 в зависимости от абсолютной величины соответствующих параметров влияния , ВFкр, Bα, , , CFкр, Сα, . На различных стационарных и переходных режимах работы двигателя 1 регулирующие факторы могут располагаться следующим образом.

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:

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:

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:

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:

«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:

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:

На переходных бесфорсажных режимах, характеризующихся положительным значением производной приведенной частоты вращения вентилятора по времени

(переход с пониженного режима на более высокий), для которых характерны повышенные требования по выдерживанию допустимых запасов газодинамической устойчивости, по мгновенной приведенной частоте вращения N1пр 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:

На переходных бесфорсажных режимах, связанных с уменьшением приведенной частоты вращения вентилятора

запас устойчивости имеет значительную величину, поэтому приоритетными являются факторы, влияющие на выполнение требований по тяге двигателя:

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:

Управление турбореактивным двухконтурным двигателем осуществляется следующим образом.

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.

По результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания 5, расход топлива в форсажной камере 10, угол αНА установки направляющего аппарата, площадь критического сечения Fкр реактивного сопла 12. Данные о штатной величине воздействия регулирующих факторов передаются в сумматор 31 блока 27 учета неоднородности давления.

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 Rэт и величины запаса газодинамической устойчивости ΔКэт, рассчитанные с учетом характеристики вентилятора, соответствующей однородному потоку на входе в двигатель 1 и максимальному значению полного давления в плоскости входа в двигатель 1.

Действительные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости 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.

Эталонное значение тяги Rэт 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 .

Порядок определения эталонного значения тяги на полетном режиме работы двигателя приведен ниже.

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.

Определяют параметр , пропорциональный полному давлению на входе в регулируемое реактивное сопло 12, как:

σк - коэффициент восстановления полного давления во втором контуре, равный отношению полного давления за компрессором 4 высокого давления к полному давлению за вентилятором 3;

- полное давление газа за турбиной 8 низкого давления;

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.

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:

GB1 - 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 N1пр;

- расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания 5;

Gсм - расход газа за камерой смешения 9, равный

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

Нu - низшая теплотворная способность топлива;

ηг - коэффициент полноты сгорания в основной камере сгорания 5, определяемый по ее характеристикам;

- удельная энтальпия газов на выходе из камеры смешения 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.];

qсм - условный состав рабочего тела в камере смешения 9, определяемый отношением расход топлива , подаваемого в основную камеру сгорания 5, к расходу GB1 воздуха через двигатель 1;

T0 - температура подачи топлива в основную камеру сгорания 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:

ηф - коэффициент полноты сгорания в форсажной камере 10, определяемый по ее характеристикам;

- расход топлива, подаваемого в форсажную камеру 10;

Gф - расход газа за форсажной камерой 10;

- удельная энтальпия газов за форсажной камерой 10;

qΣ - условный состав рабочего тела в форсажной камере 10, определяемый как

Вычисляют значение плотности тока q(λсм) исходя из уравнения расхода газа, определяемого через параметры заторможенного потока:

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

Fсм - площадь сечения канала на выходе из камеры смешения 9.

Определяют значение приведенной скорости λсм на выходе из камеры смешения 9, которое находят с помощью метода Ньютона:

kсм - коэффициент адиабаты, значение которого для камеры смешения для двухконтурного двигателя со смешением потоков равно 1,33.

Вычисляют полное давление на входе в реактивное сопло 12 по следующей формуле:

σФК - коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере 10, который вычисляют по формуле:

ƒЗ - 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.

Для стационарного полетного режима работы двигателя с отключенной форсажной камерой значение коэффициент σФК равен 1.

Вычисляют площадь Fc среза реактивного сопла по ее заранее определенной зависимости ƒc от критической площади Fкр реактивного сопла, измеряемой датчиком 23:

Из уравнения расхода газа на срезе реактивного сопла 12 находят значение плотности тока q(λc):

- для режима с неработающей форсажной камерой 10:

- для режима с работающей форсажной камерой 10:

Значение приведенной скорости λс потока на срезе реактивного сопла 12 получают с помощью метода Ньютона из выражения:

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.

Каждому значению q(λc) соответствуют два аргумента:

λc1<1 и λc1>1.

При выполнении условия:

принимают докритическое значение приведенной скорости λс потока на срезе реактивного сопла 12 меньше 1, а при выполнении условия:

принимают сверхкритическое значение λс больше 1.

По значению λс рассчитывают значение газодинамической функции приведенной плотности потока импульса на срезе регулируемого реактивного сопла 12:

Вычисляют величину выходного импульса J реактивного сопла 12:

Ph - статическое давление окружающей среды.

Определяют эталонные значения тяги Rэт двигателя 1 на конкретном полетном режиме его работы:

Vh - скорость набегающего потока воздуха.

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 неравномерности

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.

Определяют параметр , пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло 12, как:

σк - коэффициент восстановления полного давления во втором контуре двигателя 1;

- полное давление газа за турбиной 8 низкого давления;

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.

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:

GB1 - 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 N1пр;

- расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания 5;

Gсм - расход газа за камерой смешения 9, равный

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

Нu - низшая теплотворная способность топлива;

ηг - коэффициент полноты сгорания в основной камере сгорания 5, определяемый по ее характеристикам;

- удельная энтальпия газов за камерой смешения 9;

ƒ2 - функция, связывающая температуру рабочего тела с его энтальпией и составом;

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

Т0 - температура подачи топлива в камеру сгорания 5.

Далее параметры , q(λсм), λсм, , q(λc), λс, , J вычисляют аналогично алгоритму определения Rэт.

Определяют действительное значение тяги двигателя 1 на конкретном полетном режиме его работы:

Затем вычислителем 28 невязок определяют величину невязки по тяге:

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:

- 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;

Gгр - 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;

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

GB1 - приведенный расход воздуха в точке 39, расположенной на пересечении рабочей линии 38 и линии 36 приведенной частоты вращения, соответствующей измеренному значению приведенной частоты вращения.

Затем вычислителем 28 невязок определяют величину невязки по величине запаса газодинамической устойчивости вентилятора δΔК формуле:

Исходя из приоритетности параметров влияния на соответствующем режиме работы двигателя 1 по приведенной частоте вращения N1пр 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:

δR - разность между эталонным значением тяги Rэт и действительным значением тяги;

ВА1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;

ВА2 - параметр влияния второго по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;

ΔA1 - поправка к штатной величине воздействия первого по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;

ΔА2 - поправка к штатной величине воздействия второго по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;

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

CA1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на величину запаса газодинамической устойчивости двигателя для конкретного режима его работы;

СА2 - параметр влияния второго по приоритету регулирующего фактора на величину запаса газодинамической устойчивости двигателя для конкретного режима его работы.

Вычислитель 29 поправок, решая систему уравнений, определяет величину поправок к штатным значениям регулирующих факторов ΔA1 и ΔА2 и направляет их в сумматор 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.

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.

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 .

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.

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, отличающийся тем, что дополнительно определяют действительные значения эксплуатационных характеристик двигателя для конкретного режима его работы с учетом уровня неравномерности полного давления за вентилятором и эталонные значения тяги RЭТ и величины запаса газодинамической устойчивости ΔКЭТ, 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 R и величины запаса газодинамической устойчивости ΔК 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:

δR=BА1*ΔА1А2*ΔА2

δΔК=CА1*ΔA1А2*ΔА2, где:

δR - разность между эталонным значением тяги RЭT и действительным значением тяги R;

ВА1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;

ВА2 - параметр влияния второго по приоритету регулирующего фактора на тягу двигателя для конкретного режима его работы;

ΔA1 - поправка к штатной величине воздействия первого по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;

ΔА2 - поправка к штатной величине воздействия второго по приоритету регулирующего фактора для конкретного режима работы двигателя;

δΔК - разность между эталонным значением величины запаса газодинамической устойчивости ΔКЭТ и действительным значением величины запаса газодинамической устойчивости ΔК;

СА1 - параметр влияния первого по приоритету регулирующего фактора на величину запаса газодинамической устойчивости двигателя для конкретного режима его работы;

СА2 - параметр влияния второго по приоритету регулирующего фактора на величину запаса газодинамической устойчивости двигателя для конкретного режима его работы.



 

Похожие патенты:

Способ регулирования авиационного двухроторного турбореактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам регулирования, чувствительным к параметрам двигателя и окружающей среды, и позволяет повысить тяговые характеристики двигателя за счет оптимизации частоты вращения ротора низкого давления при исключении работы двигателя на режимах с повышенными напряжениями в лопатках входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках.

Изобретение относится к устройству защиты от заброса оборотов двигателя летательного аппарата. Устройство содержит: источник (S) напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности, логическое устройство (ECA) управления, последовательно соединенное с источником (S) напряжения, первый и второй электронные блоки (ECU#1 и ECU#2), последовательно соединенные с источником (S) напряжения и с логическим устройством (ECA) управления, причём каждый электронный блок содержит соответственно первый и второй датчики скорости, а также первый и второй нормально замкнутые выключатели.

Изобретение относится к энергетике. На машиночитаемом носителе информации сохраняются команды, исполняемые процессором электронного устройства.

Настоящее изобретение относится к способу определения режима выбросов газотурбинного двигателя (10). Для обеспечения надежной работы газотурбинного двигателя (10) способ определения режима выбросов содержит несколько этапов.

Изобретение направлено на сокращение времени, необходимого для запуска, и предотвращение чрезмерного увеличения тепловых нагрузок на лопатках турбины. Турбинная установка, работающая на влажном воздухе, включает в себя компрессор; камеру сгорания; турбину; блок рекуперации тепла выхлопных газов для рекуперации тепла выхлопных газов турбины для получения высокотемпературной влаги; систему подачи топлива, имеющую клапан регулировки расхода топлива; блок получения температуры выхлопных газов для получения температуры выхлопных газов, выпускаемых во время приведения в движение турбины; блок вычисления показателя влажности газа сгорания для определения показателя влаги, содержащейся в газе сгорания; блок вычисления верхнего предела температуры выхлопных газов для установления верхнего предела температуры выхлопных газов на основе показателя влажности газа сгорания и отношения давлений; блок вычисления разности температур выхлопных газов для определения разности между верхним пределом температуры выхлопных газов и температурой выхлопных газов; блок вычисления значения команды расхода топлива для определения значения команды расхода топлива с использованием разности температур выхлопных газов; и блок вывода значения команды управления для вывода командного сигнала клапану регулировки расхода топлива на основе значения команды, выбранного блоком выбора значения команды расхода топлива.

Группа изобретений относится к способу фильтрации грубого заданного значения, модулю фильтрации и системе регулирования турбореактивного двигателя, турбореактивному двигателю, оборудованному такой системой.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к способам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к системам управления работой турбокомпрессорной установки и может быть использовано для управления процессом возникновения критических нестационарных автоколебаний компрессора нагнетателя при испытаниях преимущественно авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и газотурбинных двигателей (ГТД) для стационарных станций.

Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности.

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя относится к области авиадвигателестроения, а именно к методам обеспечения газодинамической устойчивости турбореактивных двигателей в экстремальных условиях эксплуатации.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к способам определения угла перекоса опоры, максимальной осевой нагрузки, действующей на нее, и неравномерности этой нагрузки, и может найти применение при сборке, или испытаниях, или эксплуатации опор с подшипниками различных изделий.

Способ относится к управлению газотурбинным узлом во время запуска или остановки. Способ содержит контроль скорости вращения выходного вала и одновременно с этим управление скоростью вращения входного вала после того, как контролируемая скорость вращения выходного вала станет выше нуля или ниже заданной предельной скорости медленного вращения в течение заданного допустимого интервала времени.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей (ГТД).

Изобретение относится к газовой турбине с двумя валами и способу управления входной направляющей лопаткой газовой турбины. Техническим результатом изобретения является подавление снижения производительности компрессора во время работы при низких температурах даже в газовой турбине с двумя валами, состоящей из газогенератора и турбины низкого давления.

Объектом изобретения является способ контроля степени коксования на уровне динамических прокладок газотурбинного двигателя. Cпособ содержит этапы, на которых: во время фазы авторотации газотурбинного двигателя измеряют скорость вращения вала газогенератора и на основании изменения во времени измеряемой скорости вращения определяют cтепень коксования на уровне динамических прокладок.

Настоящие изобретения относятся к способу для определения значения отклонения параметра работоспособности, в частности параметра производительности или эффективности по меньшей мере одного компонента газовой турбины и блоку управления для газовой турбины.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических и гидромеханических системах автоматического управления (САУ) ГТД.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается регулирования в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков. Способ характеризуется тем, что на стационарных и переходных режимах работы двигателя измеряют внешние рабочие параметры, по которым вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик двигателя его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора. Сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик со значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости, предварительно определенными по результатам испытаний двигателя. По результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов и в зависимости от них формируют управляющий сигнал. Дополнительно определяют действительные значения эксплуатационных характеристик двигателя с учетом уровня неравномерности полного давления за вентилятором и эталонные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости. Причем управляющий сигнал формируют в зависимости от суммы штатной величины воздействия регулирующих факторов и поправки к ней. Изобретение позволяет повысить надежность и эффективность работы двигателя за счет оптимизации управляющего воздействия, сформированного с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель. 3 ил.

Наверх