Результат интеллектуальной деятельности: Способ управления турбореактивным двигателем

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, касается регулирования в полете турбореактивного двигателя с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом и может быть использовано в системах управления силовой установки летательного аппарата.

Известен способ управления турбореактивным двигателем в составе силовой установки летательного аппарата, заключающийся в том, что на переходных режимах работы измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя, по измеренным значениям внешних параметров формируют управляющий сигнал с учетом корректирующих поправок, величина которых определяется в соответствии со встроенным в систему управления алгоритмом управления (RU 2308605, 2007 г.).

Недостатком известного способа управления по измеряемым параметрам является то, что для управления двигателем используются такие измеряемые параметры, которые лишь косвенно характеризуют рабочий процесс двигателя, непосредственно определяющий его эффективность, в частности, тягу двигателя и удельный расход топлива. Поэтому точность управления двигателем будет недостаточно оптимальной в связи с тем, что при формировании системой управления управляющего сигнала не учитываются факторы, отражающие как внешние полетные условия, так и внутреннее состояние двигателя.

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 параметры рабочего процесса двигателя, по измеренным значениям внешних 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, 2015 г.).

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 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 его вентилятора ниже необходимого уровня.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом в составе силовой установки летательного аппарата, заключающийся в том, что на стационарных режимах работы, в том числе на режимах «максимальный форсированный» и «крейсерский», и на переходных режимах работы измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и полета летательного аппарата, по измеренным значениям внешних параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик для конкретного режима работы турбореактивного двигателя реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с предварительно определенными эталонными значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия 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, и в зависимости от них формируют управляющий сигнал с учетом приоритетности регулирующих факторов, определяемой для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний турбореактивного двигателя, и с учетом корректирующих поправок, величина которых зависит от изменения внешних условий полета летательного аппарата (RU 2692189, 2019 г.).

При реализации известного способа управления частично решается задача повышения эффективности работы двигателя путем частичного восстановления оптимальной величины тяги двигателя за счет корректировки управляющего воздействия, сформированного с учетом параметров внешних условий полета летательного аппарата, в частности, неоднородного поля полного давления воздуха на входе в двигатель. Но при этом в процессе формирования управляющего сигнала не учитывается реальное состояние двигателя, изменение эксплуатационных характеристик его узлов и агрегатов, что не позволяет оптимизировать в полном объеме тяговые характеристики и показатели удельного расхода топлива на стационарных режимах работы двигателя.

Техническая проблема, решаемая изобретением, заключается в том, что в процессе формирования управляющего сигнала на стационарных режимах работы необходимо учитывать эксплуатационное состояние турбореактивного двигателя, его узлов и агрегатов при определении величины тяги двигателя и запаса газодинамической устойчивости вентилятора.

Техническим результатом изобретения является повышение эффективной тяги двигателя в составе силовой установки на «максимальном форсированном» режиме работы и снижение эффективного удельного расхода топлива (то есть повышение топливной экономичности) на «крейсерском» режиме работы двигателя за счет оптимизации управляющего сигнала, сформированного с учетом дополнительной корректирующей поправки, учитывающей эксплуатационное состояние турбореактивного двигателя.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа управления турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом в составе силовой установки летательного аппарата, заключающегося в том, что на стационарных режимах работы, в том числе на режимах «максимальный форсированный» и «крейсерский», и на переходных режимах работы измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и полета летательного аппарата, по измеренным значениям внешних параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик для конкретного режима работы турбореактивного двигателя реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с предварительно определенными эталонными значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия 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, и в зависимости от них формируют управляющий сигнал с учетом приоритетности регулирующих факторов, определяемой для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний турбореактивного двигателя, и с учетом корректирующих поправок, величина которых зависит от изменения внешних условий полета летательного аппарата, на «максимальном форсированном» и «крейсерском» режимах работы вводят дополнительную корректирующую поправку управляющего сигнала с одновременным определением величины ускорения полета летательного аппарата, введение дополнительной корректирующей поправки начинают на установившемся стационарном режиме работы, продолжают при наличии положительного значения величины ускорения полета летательного аппарата и заканчивают при достижении этой величиной нулевого значения, причем на «максимальном форсированном» режиме работы дополнительную корректирующую поправку вводят путем изменения площади критического сечения реактивного сопла, а на «крейсерском» режиме работы - путем по меньшей мере однократного изменения площади критического сечения реактивного сопла и последующего уменьшения расхода топлива в основной камере сгорания со снижением скорости полета летательного аппарата до оптимального значения на этом режиме.

Существенность отличительных признаков способа управления турбореактивным двигателем подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение, обеспечивает достижение технического результата - повышение эффективной тяги двигателя в составе силовой установки на «максимальном форсированном» режиме работы и снижение эффективного удельного расхода топлива (то есть повышение топливной экономичности) на «крейсерском» режиме работы двигателя за счет оптимизации управляющего сигнала, сформированного с учетом дополнительной корректирующей поправки, учитывающей эксплуатационное состояние турбореактивного двигателя.

Пример реализации способа управления турбореактивным двигателем поясняется фигурой, где схематично представлена система управления турбореактивным двигателем.

Турбореактивный двигатель 1 в составе силовой установки летательного аппарата содержит входное устройство 2, вентилятор 3 с регулируемым направляющим аппаратом, 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 11 подачи топлива и регулируемое реактивное сопло 12.

Система управления двигателя 1 содержит набор датчиков измеряемых эксплуатационных параметров двигателя: датчик 13 полной температуры Т*_вх на входе в вентилятор 3, датчик 14 полного давления Р*_вх на входе в вентилятор 3, датчик 15 угла установки α_НА направляющего аппарата вентилятора 3, сеть 16 датчиков полного давления Р*_в за вентилятором 3, датчик 17 физической частоты вращения N₁ вентилятора 3, датчик 18 полного давления Р*_к за компрессором 4 высокого давления, датчик 19 расхода топлива G_T в основной камере сгорания 5, датчик 20 физической частоты вращения N₂ компрессора 4 высокого давления, датчик 21 полного давления Р*_т за турбиной 8 низкого давления, датчик 22 расхода топлива G_тф в форсажной камере 10 и датчик 23 площади критического сечения F_кр регулируемого реактивного сопла 12.

Все датчики 13-23 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 коррекции управляющих сигналов, который состоит из вычислителя 28, определителя 29 с запоминающим устройством 30 и сумматора 31. Вычислитель 28, предназначенный для вычисления соотношения между изменением скорости полета, расхода топлива в камеру сгорания 5 и площади критического сечения реактивного сопла 12, своими входами связан со штатной системой 25 автоматического управления, задающим устройством 26 и устройством 24 сбора данных измерений, а выходом подключен к входу определителя 29, предназначенного для определения величины коррекции управляющих сигналов (поправок), выход которого подключен к сумматору 31, который интегрирует штатный сигнал на управление створками реактивного сопла 12 и расхода топлива в основную камеру сгорания 5, а также величину коррекции положения створок реактивного сопла 12 и расхода топлива в основную камеру сгорания 5, полученные в определителе 29.

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. 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 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 G_т в основной камере сгорания 5, расход топлива G_тф в форсажной камере 10, угол установки α_НА направляющего аппарата, площадь критического сечения F_кp реактивного сопла 12.

Сумматор 31 определяет итоговые величины сигнала 32 управляющего фактора по расходу топлива G_т в основной камере сгорания 5, сигнала 33 по расходу топлива G_тф в форсажной камере 10, сигнала 34 по площади критического сечения F_кp регулируемого реактивного сопла 12, сигнала 35 по углу установки α_НА направляющего аппарата.

В линию связи между штатной системой 25 автоматического управления и сумматором 31 включен блок 36 настройки полетных режимов, связанный с командным устройством 37 и блоком 38 управления летательного аппарата, который передает блоку 36 настройки полетных режимов значение заданной скорости полета летательного аппарата.

Работа системы 25 автоматического управления зависит от командного сигнала, формируемого в командном устройстве 37. Если от командного устройства 37 сигнала не поступает, то блок 36 настройки полетных режимов напрямую передает параметры от штатной системы 25 автоматического управления в сумматор 31 без дополнительных преобразований.

На стационарных и переходных режимах работы двигателя 1 с помощью датчиков 13, 15 и 17-23 измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя 1, полученные данные измерений из устройства 24 сбора данных измерений передаются в штатную систему 25 автоматического управления, в которую также поступают из блока 38 управления летательного аппарата измеренные параметры полета (скорость) летательного аппарата. В системе 25 автоматического управления 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 реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора 3, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с эталонными 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 G_т в основной камере сгорания 5, расход топлива G_тф в форсажной камере 10, угол α_НА установки направляющего аппарата, площадь критического сечения F_кp реактивного сопла 12. Данные о штатной величине воздействия регулирующих факторов передаются в сумматор 31 блока 27 коррекции управляющих сигналов.

Для определения поправок, учитывающих уровень неравномерности полного давления за вентилятором 3, в вычислителе 28 рассчитывают действительные значения эксплуатационных характеристик двигателя 1 для конкретного режима его работы с учетом уровня неравномерности полного давления за вентилятором 3 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.

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 R_эт определяют с учетом характеристики вентилятора 3, соответствующей однородному потоку на входе (уровень неравномерности равен 0) и показаниям датчика 14 полного давления на входе вентилятора 3, соответствующим наибольшему значению полного давления в плоскости входа. По показаниям сети 16 датчиков полного давления определяют значение показателя неравномерности.

По известному значению показателя неравномерности, набору характеристик вентилятора 3 с заранее определенной линией границы устойчивой работы и протеканию линии рабочих режимов на характеристике вентилятора 3 в условиях однородного потока и реального значения параметра неравномерности вычислитель 28 определяет действительную величину запаса газодинамической устойчивости вентилятора.

Затем вычислителем 28 определяют величину невязки по величине запаса газодинамической устойчивости вентилятора δΔК.

Исходя из приоритетности параметров влияния на соответствующем режиме работы двигателя 1 по приведенной частоте вращения определитель 29 поправок выбирает по данным запоминающего устройства 30 два параметра регулирования с наибольшим влиянием, определяет величину поправок к штатным значениям регулирующих факторов и направляет их в сумматор 31.

Сумматор 31 складывает величины регулирующих факторов от штатной системы 25 автоматического управления и от определителя 29 поправок, а результаты отправляет в штатную систему 25 автоматического управления, где они сравниваются с величинами по запасу регулирования каждого регулирующего фактора и формируется управляющий сигнал с учетом приоритетности регулирующих факторов, определяемой для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний турбореактивного двигателя, и с учетом корректирующих поправок, величина которых зависит от изменения внешних условий полета летательного аппарата. Управляющий сигнал направляется на регулирующие органы и исполнительные механизмы двигателя 1, которым выдается команда на увеличение или уменьшение соответствующего регулирующего фактора (G_т, F_кp, (α_НА, G_тф).

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 о проведении нового расчета, в котором вместо полностью выработанного регулирующего фактора используется следующий в порядке приоритетности.

На «максимальном форсированном» и «крейсерском» стационарных режимах работы вводят дополнительную корректирующую поправку управляющего сигнала с одновременным определением величины ускорения полета летательного аппарата. Величина этой коррекции на максимальных режимах определяется путем косвенной оценки эффективной тяги по динамике изменения доступных для измерения параметров, в первую очередь, изменения ускорения летательного аппарата при изменении скорости перекладки створок реактивного сопла, на «крейсерских» режимах - по оценке изменения расхода топлива в камеру сгорания при постоянной скорости крейсерского полета.

Влияние изменения площади критического сечения реактивного сопла F_кp на величину эффективной тяги R_эф (а, следовательно, на удельный эффективный расход топлива С_Rэф) связано со следующими обстоятельствами. Эффективная тяга турбореактивного двигателя представляет собой разность между внутренней тягой двигателя R_вн и силой сопротивления элементов турбореактивного двигателя - входного устройства и внешних обводов сопла Х_сопрСУ, то есть

R_эф=R_вн - Х_сопрСУ.

Изменение площади критического сечения реактивного сопла в первую очередь воздействует на ступени турбины низкого давления (ТНД), изменяя степень понижения давлении π_т в ней, частоту вращения n_нд ротора низкого давления и, соответственно, расход воздуха G_в через двигатель. Кроме того, может несколько измениться и степень повышения давления в компрессоре низкого давления (КНД).

Так, например, увеличение площади критического сечения реактивного сопла F_кp приведет к увеличению степени понижения давлении в ТНД, что (в зависимости от характеристики ТНД) может привести к увеличению частоты вращения ротора низкого давления и, соответственно, увеличению расхода воздуха через двигатель.

В зависимости от характеристики КНД, в основном, от протекания его коэффициента полезного действия может возрасти или уменьшиться внутренняя тяга двигателя. С другой стороны, увеличение расхода воздуха через двигатель смещает точку совместной работы входного устройства и двигателя вправо (на большие значения коэффициента расхода), что приведет к снижению коэффициента сопротивления С_хВУ входного устройства (ВУ) и, чаще всего, снижению коэффициента восстановления полного давления σ_вх в ВУ. Влияние этих двух параметров на величину эффективной тяги R_эф имеет противоположенный характер, в связи с чем при определенном значении F_кp достигается максимум значения R_эф.

Введение дополнительной корректирующей поправки начинают на установившемся стационарном режиме работы, продолжают при наличии положительного значения величины ускорения полета летательного аппарата и заканчивают при достижении этой величиной нулевого значения, причем на «максимальном форсированном» режиме работы дополнительную корректирующую поправку вводят путем изменения площади критического сечения реактивного сопла, а на «крейсерском» режиме работы - путем по меньшей мере однократного изменения площади критического сечения реактивного сопла и последующего уменьшения расхода топлива в основной камере сгорания со снижением скорости полета летательного аппарата до оптимального значения на этом режиме.

Для этого на установившемся стационарном режиме работы на блок 36 настройки полетных режимов подаются командный сигнал от командного устройства 37 и сформированные штатной системой 25 автоматического управления дополнительные корректирующие поправки по величинам площади F_кp критического сечения сопла и расходу топлива G_т в основной камере сгорания, которые затем из блока 36 передаются в сумматор 31.

Внесение дополнительных корректирующих поправок на каждом из режимов осуществляется следующим образом.

На «максимальном форсированном» режиме работы двигателя штатная система 25 автоматического управления в соответствии с сигналами датчиков 13-23 и работой блока 27 коррекции управляющих сигналов согласно описанному выше алгоритму формирует сигналы на расход топлива в основной камере сгорания, форсажной камере сгорания, положение створок реактивного сопла, определяющее площадь критического сечения сопла, а также положение направляющего аппарата вентилятора.

После выхода на установившейся «максимальный форсированный» режим работы двигателя 1 по командному сигналу блока 38 управления летательного аппарата и командного устройства 37, блок 36 настройки полетных режимов формирует пробную величину увеличения площади ΔF_кp критического сечения сопла 12 (например, 1% от имеющейся величины площади критического сечения сопла) и подает соответствующий сигнал в сумматор 31. В сумматоре 31 интегрируется сигнал 34 по площади критического сечения F_кp регулируемого реактивного сопла 12. Если вследствие увеличения площади реактивного сопла происходит ускорение летательного аппарата, регистрируемое по результатам сравнения скоростей полета, получаемых от блока 38 управления летательного аппарата, то блок 36 настройки полетных режимов формирует повторный сигнал на увеличение площади критического сечения F_кp и система повторяет цикл. Блок 36 настройки полетных режимов, исходя из соотношения между ускорением и изменением площади критического сечения F_кp реактивного сопла 12, формирует сигнал на последующее изменение площади критического сечения F_кp, который в сумматоре 31 совместно с сигналом от определителя 29 формирует сигнал 34 по площади критического сечения F_кp регулируемого реактивного сопла 12. В случае если после увеличения площади критического сечения F_кp реактивного сопла происходит замедление летательного аппарата (значение ускорения отрицательно), то выдается сигнал на уменьшение площади F_кp и регистрируется ускорение летательного аппарата. Процесс продолжается до тех пор, пока изменение площади критического сечения F_кр реактивного сопла 12 перестает приводить к ускорению летательного аппарата, то есть значение ускорения становится близким к нулю.

На установившемся «крейсерском» режиме работы двигателя с крейсерской скоростью полета функционирование системы управления полностью в части изменения площади критического сечения F_кp реактивного сопла 12 аналогично работе на «максимальных форсированных» режимах, при этом после каждого изменения площади критического сечения F_кp реактивного сопла 12 осуществляется уменьшение расхода топлива G_т со снижением скорости полета летательного аппарата до оптимального значения на этом режиме. Для этого блок 36 настройки полетных режимов формирует поправочную величину уменьшения расхода топлива ΔG_т и через сумматор 31 формирует сигнал 32 управляющего фактора по расходу топлива 19 в основную камеру сгорания 5.

Такое осуществление способа управления турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом в составе силовой установки летательного аппарата позволяет обеспечить повышение эффективной тяги двигателя на «максимальном форсированном» режиме работы и снижение эффективного удельного расхода топлива на «крейсерском» режиме работы двигателя (то есть повышение топливной экономичности) за счет оптимизации управляющего сигнала, сформированного с учетом дополнительной корректирующей поправки, учитывающей эксплуатационное состояние турбореактивного двигателя.