СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЯГИ В ПОЛЕТЕ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВУХКОНТУРНОГО ДВИГАТЕЛЯ СО СМЕШЕНИЕМ ПОТОКОВ
METHOD OF DETERMINING THRUST IN FLIGHT OF BYPASS TURBOJET ENGINE WITH MIXING OF FLOWS

см
см
Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается измерения в полете параметров двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков, например ТРДД или ТРДДФ и может быть использовано в системах управления силовой установки (СУ).
Для воздушно-реактивного двигателя в полете имеется потребность постоянного контроля состояния двигателя и повышения точности управления. Кроме этого, существует задача подтверждения соответствия заявленных характеристик двигателя при его работе в составе планера летательного аппарата заданным параметрам. Внутренняя тяга двигателя в полете является величиной, которую в настоящее время измерить не удается.
Имеются различные способы решения данных задач как механические, так и математические (расчетные).
Известен способ измерения тяги газотурбинного двигателя в полете (патент РФ №2327961), в котором определяют тягу путем измерения полетных параметров и усилия сопротивления двумя прямолинейными зондами с различными коэффициентами аэродинамического сопротивления, размещенными в газовом потоке сопла. При этом выполняют определение параметра, характеризующего отношение измеренных двумя зондами усилий, определение скоростного напора газового потока с использованием предварительно полученных зависимостей параметра от числа М и тяги сопла. Затем измеряют секундный массовый расход топлива, число оборотов ротора компрессора двигателя и определяют параметры газового потока на срезе реактивного сопла. Далее определяют входной импульс и тягу двигателя.
Недостатком данного способа является необходимость внесения изменений в конструкцию двигателя, вызывающих ухудшение течения в реактивном сопле в результате внесения дополнительных элементов сопротивления и, в конечном итоге, снижение тяги двигателя.
Также известным способом определения тяги является «Метод измерения тяги реактивного двигателя в реальном масштабе времени» (заявка ЕР №0342970 A3). В данном способе полная тяга двигателя определяется как разность общей силы, определяющей подъемную силу самолета, и силы аэродинамического сопротивления с учетом углов атаки и скольжения. Для определения этих составляющих в алгоритме расчетов используется большое количество измеряемых параметров, в том числе и ускорений самолета, также измеряемых в полете.
Существенным недостатком способа является довольно значительная погрешность, которая накапливается при измерениях в полете большого количества параметров, в том числе термодинамических параметров смеси газов: температур, показателей изоэнтропы k и газовой постоянной R с учетом реального состава газа.
см
н
в
T
вых
*
*
*
Известен способ расчетной оценки тяги двигателя, основанный на способе контроля тяги ТРДД (В.О. Боровик, В.М. Борщанский, В.А. Зозулин. Контроль величины тяги авиационных турбореактивных двигателей в условиях эксплуатации в сб. «Некоторые вопросы расчета и экспериментального исследования высотно-скоростных характеристик ГТД», Труды ЦИАМ №663, 1975, стр. 240-254), в котором измеряют значения полного давления на входе в двигатель Р , за компрессором низкого давления P  и за турбиной Р , а также площади выходного сечения реактивного сопла F. Обработав эти данные, определяют значение параметров
или , характеризующих величину тяги двигателя,
*
см
где P  - давление за камерой смешения, определяемое по формуле
*
в
где P  - полное давление за компрессором низкого давления;
*
т
Р  - полное давление за турбиной;
I
II
F и F - значения площадей на входе в камеру смешения из первого и второго контуров соответственно.
Недостатком способа является то, что он ограничивает возможность расчетной оценки тяги двигателя только взлетным режимом, так как фактически оценивает значение тяги сопла без учета входного импульса набегающего потока.
см
н
в
т
вых
сп.р.
сп.р
*
*
*
Наиболее близким техническим решением является способ определения тяги в способ диагностики двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков, основанный на способе контроля параметра, характеризующего тягу ТРДД, в патенте РФ №2476915, в котором измеряют значения полного давления на входе в двигатель Р , за компрессором низкого давления P  и за турбиной Р , а также площадь выходного сечения реактивного сопла F. Обработав их, определяют тягу реактивного сопла R, соответствующую полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления; после этого тягу двигателя определяют путем вычитания из значения тяги реактивного сопла R значения величины импульса набегающего потока.
Недостатком данного способа является то, что он ограничивает возможность расчетной оценки тяги двигателя режимом полного расширения в сопле (то есть идеальным истечением при полном расширении газа до атмосферного давления); такой способ может быть использован для диагностики, так как он позволяет оценить потенциальные возможности и состояние двигателя, в то время как истинное значение тяги двигателя (с учетом реального режима истечения из сопла) остается неопределенным.
В основу изобретения положено решение задачи определения тяги в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков в условиях возможного недорасширения рабочего тела в реактивном сопле. Технический результат заключается в повышении точности определения тяги двигателя в полете с учетом реальных режимов истечения газа из реактивного сопла.
Способ определения тяги в полете осуществляется с использованием турбореактивного двухконтурного двигателя, который содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, основную камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, камеру смешения, реактивное сопло и систему подачи топлива в камеру сгорания.
Предложенный способ основывается на использовании газодинамических соотношений, в том числе газодинамических функций π(λ), g(λ) и r(λ), для определения полного импульса сопла (см. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. В 2 ч. 5-е изд., переработанное и дополненное. - М.: Наука, 1991. - Ч. 1, стр. 233-259), позволяющих определить тягу реактивного сопла по осредненному значению полного давления перед соплом.
n
н
вх
в
в
т
кp
в
в
в
вх
*
*
*
*
*
Поставленная задача решается тем, что способ определения тяги в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков включает измерение полетной информации с последующей обработкой. Причем полетная информация включает измерение скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха V, статического давления атмосферного воздуха Р, полной температуры воздуха на входе в двигатель Т , частоты вращения вала компрессора низкого давления n, полного давления за компрессором низкого давления P , полного давления за турбиной Р , а также положения створок реактивного сопла, характеризующего площадь критического сечения сопла F, при которых вычисляют расход воздуха на входе в двигатель G по измеренному значению частоты вращения вала компрессора низкого давления n, характеризующему приведенный расход воздуха через двигатель, измеренному значению полного давления за компрессором низкого давления P  и измеренному значению полной температуры воздуха на входе в двигатель Т  и вычисляют параметр , пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло,
*
в
где Р  - полное давление за компрессором низкого давления;
*
т
Р  - полное давление за турбиной;
I
II
F и F - известные значения площади на входе в камеру смешения из первого и второго контуров соответственно, и обрабатывают полученную информацию.
Новым в изобретении является то, что определяют тягу R в соответствии с алгоритмом следующим образом:
т
- измеряют расход топлива G, подаваемого в основную камеру сгорания;
c
- измеряют положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь среза реактивного сопла F;
c
c:
- из уравнения расхода газа на срезе реактивного сопла определяют газодинамическую функцию q(λ), зависящую от приведенной скорости потока на срезе сопла λ
где k - показатель изоэнтропы;
с
λ - приведенная скорость потока на срезе сопла,
т
c
с учетом расхода топлива, подаваемого в основную камеру сгорания G, площади среза реактивного сопла F и имеющегося перепада давления при условии
где  - параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
н
Р - статическое давление атмосферного воздуха;
k - показатель изоэнтропы,
с
принимают докритическое значение приведенной скорости потока на срезе сопла λ<1, а при
где  - параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
н
Р - статическое давление атмосферного воздуха;
k - показатель изоэнтропы,
с
принимают сверхкритическое значение λ>1;
с
- определяют приведенную скорость потока на срезе сопла λ;
с
c
- вычисляют газодинамические функции r(λ) и π(λ)
где k - показатель изоэнтропы;
с
λ - приведенная скорость потока на срезе сопла;
с вых
- определяют давление на срезе сопла Р
где  - параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
с
π(λ) - газодинамическая функция давления на срезе сопла;
- вычисляют выходной импульс реактивного сопла J
c
где F - площадь среза реактивного сопла;
с вых
Р - давление на срезе сопла;
с
r(λ) - газодинамическая функция на срезе сопла;
н
Р - статическое давление атмосферного воздуха;
- определяют величину тяги двигателя R, соответствующую реальному истечению из реактивного сопла,
где J - выходной импульс реактивного сопла;
в
G - расход воздуха на входе в двигатель;
п
V - скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха.
Развитие и уточнение совокупности существенных признаков изобретения для частного случая его выполнения дано далее.
Для двигателя, дополнительно содержащего форсажную камеру, расположенную между камерой смешения и реактивным соплом:
т ф
- измеряют расход топлива, подаваемого в форсажную камеру сгорания G;
c
T
т ф
- из уравнения расхода газа на срезе реактивного сопла определяют газодинамическую функцию q(λ) с учетом расхода топлива, подаваемого в основную G форсажную камеру сгорания G:
в
где G - расход воздуха на входе в двигатель;
т
G - расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания;
т ф
G - расход топлива, подаваемого в форсажную камеру сгорания;
кр
m - коэффициент уравнения расхода (зависит от химического состава смеси) (см. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. Учебник для ВУЗов ВВС. - М: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2005. - Ч. 1, стр. 23-24);
c
c:
q(λ) - газодинамическая функция, зависящая от приведенной скорости потока на срезе сопла λ
где k - показатель изоэнтропы;
c
λ - приведенная скорость потока на срезе сопла;
c
F - площадь среза реактивного сопла;
- параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
*
ф
Т  - температура газа на выходе из форсажной камеры;
с вых
- давление на срезе сопла Р определяют как
где  - параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
с
π(λ) - газодинамическая функция давления на срезе сопла;
ФК
σ - коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере, который вычисляют по формуле
гидр
где σ - гидравлический коэффициент восстановления полного давления, который определяют по экспериментальным характеристикам форсажной камеры как функцию приведенной скорости в смесительной камере
,
см
где λ - приведенная скорость потока на выходе из смесительной камеры;
тепл
σ - коэффициент восстановления полного давления, характеризующий потери полного давления при подводе тепла, определяемый как функция
*
ф
где Т  - температура газа на выходе из форсажной камеры;
*
см
Т  - температура газа на выходе из смесительной камеры;
см
λ - приведенная скорость потока на выходе из смесительной камеры;
- вычисляют выходной импульс реактивного сопла J и действительную тягу двигателя R по вышеприведенным зависимостям.
Новым в предложенном способе является:
- возможность определять тягу турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков в условиях взлета и в полете с учетом реального истечения газа из реактивного сопла;
- использование штатных датчиков системы управления и контроля двигателя, силовой установки и летательного аппарата для измерения полетной информации, что упрощает использование описанного способа на ЛА;
- использование значений параметров, измеренных в тракте двигателя, увеличивает точность определения тяги двигателя по описанному способу.
Таким образом, решена поставленная в изобретении задача определения тяги в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков в условиях реально возможного недорасширения газа в реактивном сопле.
Способ, согласно изобретению, осуществляют следующим образом.
n
н
вх
в
в
т
кр
в
в
в
вх
*
*
*
*
*
В способе определения тяги в полете используют измеренные характеристики полета, причем полетная информация включает измерение набегающего на вход в двигатель потока воздуха V, статического давления атмосферного воздуха Р, полной температуры воздуха на входе в двигатель Т , частоты вращения вала компрессора низкого давления n, полного давления воздуха за компрессором низкого давления P , полного давления за турбиной P , а также положения створок реактивного сопла, характеризующего площадь критического сечения F сопла, где вычисляют расход воздуха на входе в двигатель G по измеренному значению частоты вращения вала компрессора низкого давления n, характеризующему приведенный расход воздуха через двигатель, измеренному значению полного давления воздуха за компрессором низкого давления Р  и измеренному значению полной температуры воздуха на входе в двигатель Т , и проводят обработку полученной информации по нижеприведенному алгоритму.
н
вх
п
в
в
т
c
кр
в
п
в
в
в
вх
*
*
*
*
*
По замерам определяют текущую внутреннюю тягу двигателя R в виде R=ƒ(P, Т , V, n, Р , Р , F, F) с учетом входного импульса потока воздуха GV, где G - расход воздуха на входе в двигатель, который определяют расчетным путем по измеренному значению частоты вращения вала низкого давления n, характеризующему приведенный расход воздуха через двигатель, измеренному значению полного давления за компрессором низкого давления Р  и измеренному значению полной температуры воздуха на входе в двигатель Т .
Изобретение осуществляется следующим образом: исходя из значений измеренных параметров их обрабатывают по приведенному алгоритму и определяют:
- параметр , пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло как
*
в
где Р  - полное давление воздуха за компрессором низкого давления;
*
т
Р  - полное давление газа за турбиной;
I
II
F и F - значения площади на входе в камеру смешения из первого и второго контуров соответственно;
*
*
*
см
см
см
- температуру газа на выходе из смесительной камеры Т  с учетом зависимости между удельной энтальпией i  и температурой торможения Т  (см. РТМ 1677-83 Двигатели авиационные газотурбинные: Методы и подпрограммы расчета термодинамических параметров воздуха и продуктов сгорания углеводородных топлив. - М.: ЦИАМ, 1983. - с. 92) из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями входа в двигатель и выхода из смесительной камеры
в
где G - расход воздуха на входе в двигатель;
*
вх
i  - энтальпия воздуха на входе в двигатель, определяемая по входным параметрам;
Hu - низшая теплотворная способность топлива;
г
η - коэффициент полноты сгорания в основной камере сгорания, определяемый по характеристике основной камеры сгорания;
T
G- расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания;
*
см
i  - энтальпия газов за камерой смешения;
см
G - расход газа за камерой смешения;
*
*
*
ф
ф
ф
- температуру газа на выходе из форсажной камеры Т  с учетом зависимости между удельной энтальпией i  и температурой торможения Т  из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями выхода из смесительной камеры и выхода из форсажной камеры
см
где G - расход газа за камерой смешения;
*
см
i  - энтальпия газов за камерой смешения;
Hu - низшая теплотворная способность топлива;
ф
η - коэффициент полноты сгорания в форсажной камере сгорания, определяемый по характеристике форсажной камеры сгорания;
тф
G - расход топлива, подаваемого в форсажную камеру сгорания;
*
ф
i  - энтальпия газов за форсажной камерой;
ф
G - расход газа за форсажной камерой сгорания;
см
- значение плотности тока q(λ) исходя из уравнения расхода
в
где G - расход воздуха на входе в двигатель;
т
G - расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания;
кр
m - коэффициент уравнения расхода (зависит от химического состава смеси) (см. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. Учебник для ВУЗов ВВС. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2005. - Ч. 1, стр. 23-24);
см
см
q(λ) - газодинамическая функция, зависящая от приведенной скорости потока на выходе из смесительной камеры λ:
где k - показатель изоэнтропы;
см
λ - приведенная скорость потока на срезе сопла;
см
F - площадь сечения на выходе из смесительной камеры;
- параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
*
см
Т  - температура газа на выходе из смесительной камеры;
см
- значение приведенной скорости λ на выходе из смесительной камеры;
с вых
- давление на срезе сопла Р определяют как
где  - параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
с
π(λ) - газодинамическая функция давления на срезе сопла;
ФК
σ - коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере, который вычисляют по формуле
гидр
где σ - гидравлический коэффициент восстановления полного давления, который определяют по экспериментальным характеристикам форсажной камеры как функцию приведенной скорости в смесительной камере
см
где λ - приведенная скорость потока на выходе из смесительной камеры;
тепл
σ - коэффициент восстановления полного давления, характеризующий потери полного давления при подводе тепла, определяемый как функция
*
ф
где Т  - температура газа на выходе из форсажной камеры;
*
см
Т  - температура газа на выходе из смесительной камеры;
см
λ - приведенная скорость потока на выходе из смесительной камеры;
(см. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. Шляхтенко С.М. 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1987. - стр. 149-150).
В случае отсутствия форсажной камеры принимают
c
- из уравнения расхода газа на срезе реактивного сопла газодинамическую функцию q(λ):
а)  (в случае отсутствия форсажной камеры);
б)  (в случае с форсажной камерой),
в
где G - расход воздуха на входе в двигатель;
т
G - расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания;
кр
m - коэффициент уравнения расхода (зависит от химического состава смеси) (см. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. Учебник для ВУЗов ВВС. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2005. - Ч. 1, стр. 23-24);
c
с
q(λ) - газодинамическая функция, зависящая от приведенной скорости потока на срезе сопла λ:
где k - показатель изоэнтропы;
с
λ - приведенная скорость потока на срезе сопла;
c
F - площадь среза реактивного сопла;
- параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
*
см
Т  - температура газа на выходе из смесительной камеры;
т ф
G - расход топлива, подаваемого в форсажную камеру сгорания;
*
ф
Т  - температура газа на выходе из форсажной камеры;
при условии
где  - параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
н
Р - статическое давление атмосферного воздуха;
k - показатель изоэнтропы,
с
принимают докритическое значение приведенной скорости потока на срезе сопла λ<1, а при
где  - параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
н
Р - статическое давление атмосферного воздуха;
k - показатель изоэнтропы,
с
принимают сверхкритическое значение λ>1;
с
- по действительному значению λ значение газодинамических функций:
где k - показатель изоэнтропы;
с
λ - приведенная скорость потока на срезе сопла;
с
с вых
- по газодинамической функции π(λ) давление на срезе сопла Р:
где  - параметр, пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло;
фк
σ - коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере;
с
π(λ) - газодинамическая функция давления на срезе сопла;
- вычисляют выходной импульс реактивного сопла J
c
где F - площадь среза реактивного сопла;
с вых
Р - давление на срезе сопла;
с
r(λ) - газодинамическая функция на срезе сопла;
н
Р - статическое давление атмосферного воздуха;
- определяют величину тяги двигателя R, соответствующую реальному истечению из реактивного сопла
где J - выходной импульс реактивного сопла;
в
G - расход воздуха на входе в двигатель;
п
V - скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха.
в
п
Величина тяги двигателя R учитывает разницу между выходным импульсом рабочего тела из реактивного сопла J и входным импульсом потока воздуха GV.
см
Расчеты, проведенные по предложенному алгоритму для серийного ТРДДФ, продемонстрировали хорошее согласование полученных результатов с верификационными по результатам испытаний двигателя математическими моделями (не более ~1,5%).
Таким образом, решена задача определения тяги двигателя в полете с учетом реальных режимов истечения газа из реактивного сопла.
см
см
Изобретение может быть использовано в системах управления силовых установок, при диагностике двигателей, а также определении летно-технических характеристик летательных аппаратов, оснащенных ТРДД или ТРДДФ.