Результат интеллектуальной деятельности: Способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков

Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается определения в полете параметров двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков и может быть использовано для диагностики его состояния в условиях эксплуатации.

Известен способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, заключающийся в том, что измеряют на полетном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя (ЕР №342970).

В качестве параметров внешней окружающей среды в известном способе измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, величину скорости и ускорения самолета, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель, термодинамические параметры газов и другие параметры, характеризующие термодинамические процессы в двигателе.

Полная тяга двигателя в известном способе определяется как разность тяги реактивного сопла и входного импульса с учетом углов атаки и скольжения, при этом измерения проводятся на всех стационарных и переходных режимах работы двигателя.

Недостатком известного способа является сложность измерения и анализа большого количества параметров, а также достаточно высокая погрешность при определении величины тяги двигателя (более 5%), что затрудняет использовать этот способ для полетной диагностики авиационных двигателей.

Известен способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, причем в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной и положение створок реактивного сопла (RU №2476915).

В известном способе определяют идеальное значение тяги реактивного сопла, соответствующее полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления, а тягу двигателя определяют путем вычитания из полученного значения тяги реактивного сопла величины импульса набегающего потока.

Недостатком этого способа диагностирования является то, что он ограничивает возможность расчетной оценки тяги двигателя режимом работы двигателя с полным расширением выхлопной струи в сопле, что существенно снижает функциональные возможности применения этого способа.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, причем в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь его критического сечения (RU №2596413).

В известном способе диагностирования величину тяги двигателя определяют с учетом реальной величины расширения выхлопной струи в реактивном сопле, что позволяет снизить погрешность при определении величины силы тяги двигателя в полете примерно до 1,5%. Но и при такой величине погрешности диагностика общего состояния двигателя по величине тяги двигателя может иметь неоднозначные результаты.

Существенную долю погрешности при определении величины силы тяги двигателя вносит снижение физического расхода воздуха на входе в двигатель, связанное с неравномерностью величины полного давления воздуха на выходе из воздухозаборника. Осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления, влияющее на значение полного давления перед соплом, и в конечном итоге, приведенную скорость потока на срезе реактивного сопла и его выходной импульс, также будет отличаться от измеренного значения расхода воздуха на входе в двигатель. Поэтому в диапазон рассчитанных значений полетной тяги при штатной работе узлов, элементов и систем двигателя необходимо включать и изменения значений силы тяги, вызванные влиянием отмеченных выше внешних условий.

Техническая проблема решаемая изобретением заключается в том, что необходимо учитывать степень неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель при определении величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий, в процессе проведения полетной диагностики турбореактивного двигателя.

Техническим результатом изобретения является повышение достоверности полетного диагностирования состояния турбореактивного двигателя путем повышения точности определения величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий.

Этот технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь его критического сечения.

Согласно изобретению предварительно измеряют степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель на всех стационарных полетных режимах его работы, для определения величины тяги двигателя на конкретном стационарном полетном режиме используют скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель и осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления, рассчитанные с учетом степени неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель для конкретного стационарного полетного режима работы двигателя, а техническое состояние двигателя оценивают по отклонению величины определенной тяги двигателя от эталонной величины для указанного полетного режима.

Определение величины тяги двигателя и оценка технического состояния двигателя может осуществляться, по меньшей мере, на двух стационарных полетных режимах работы двигателя.

Существенность отличительных признаков способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение позволяет получить технический результат изобретения - повышение достоверности полетного диагностирования состояния турбореактивного двигателя путем повышения точности определения величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий, с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель.

Пример реализации способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 схематично представлена система полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков;

на фиг. 2 представлены диаграммы распределения полного давления на входе в двигатель.

Диагностируемый авиационный турбореактивный двухконтурный двигатель со смешением потоков содержит входное устройство 1, компрессор низкого давления 2, компрессор высокого давления 3, основную камеру сгорания 4 с системой подачи топлива 5, турбину высокого давления 6, турбину низкого давления 7, камеру смешения 8, сообщенную с каналом второго контура 9, форсажную камеру 10 с системой подачи топлива 11 и реактивное сопло 12.

Система диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя содержит датчики параметров внешней окружающей среды 13, установленные на входе в двигатель во входном устройстве 1, в частности датчик температуры 14, датчик статического давления атмосферного воздуха 15 и датчик скорости 16 набегающего потока воздуха, подключенные через преобразователи 17 к вычислительному устройству 18. Датчики полного давления 19 с преобразователями 20 установлены за компрессором низкого давления 2, за турбиной низкого давления 7 и в канале второго контура 9. Датчики расхода топлива 21 с преобразователями 22 установлены в камере сгорания 4 и в форсажной камере 10, а датчик положения 23 с преобразователем сигнала 24 установлен на приводных элементах реактивного сопла 12, определяющих величину площади выходного сечения реактивного сопла 12.

Для измерения частоты вращения вала компрессора низкого давления установлен датчик оборотов 25 с преобразователем 26. Для определения величины тяги двигателя используют вычислительное устройство 18, к которому подключены через преобразователи все перечисленные выше датчики измеряемых величин, а также карта памяти 27, содержащая информацию о степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель для каждого стационарного полетного режима работы двигателя. Результаты вычислений передаются в блок сравнения 28, к которому подключены задающее устройство 29 с данными о диапазоне допустимых изменений значения силы тяги и запоминающее устройство 30, в котором хранятся данные об эталонных значениях силы тяги двигателя для каждого стационарного полетного режима работы двигателя.

Для проведения полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков необходимо предварительно определить для каждого стационарного полетного режима работы двигателя степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель, эталонное значение тяги R_эт.n и допустимую величину отклонения ΔR_ДОП определенной в полете силы тяги R_n от эталонного значения R_эт.n.

Степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель измеряют в стендовых условиях, имитирующих полетные, на всех стационарных полетных режимах его работы. На фиг. 2 представлены диаграммы распределения полного давления на входе в двигатель для двух стационарных полетных режимов работы турбореактивного двигателя, отличающихся по скорости полета: М=2,3 и М=1,2. На диаграммах, где области входного сечения воздушного канала с пониженным давлением заштрихованы, наглядно показано насколько существенно меняется степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель в зависимости от скорости полета летательного аппарата.

Полученную в стендовых условиях информацию обрабатывают, вычисляют значения поправочного коэффициента А_G, учитывающего влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель на различных режимах полета. Численное значение поправочного коэффициента A_G определяется, как отношение осредненного значения полного давления на входе в двигатель к величине давления, вычисленной по измеренному значению статического давления атмосферного воздуха Р_H и скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха V_вх. Данные о численных значениях поправочного коэффициента А_G для каждого стационарного полетного режима работы турбореактивного двигателя сохраняются в карте памяти 27.

Эталонное значение тяги Я_эт._n для каждого стационарного полетного режима работы определяется методом расчета по математической модели двигателя в условиях, идентичных полетным, и может уточняться по данным стендовых и полетных испытаний двигателя до передачи его в эксплуатацию. Данные об эталонных значениях тяги двигателя на стационарных полетных режимах хранятся в запоминающем устройстве 30.

Допустимую величину отклонения ΔR_доп силы тяги для каждого стационарного полетного режима работы двигателя определяют предварительно по математической модели с учетом диапазона изменений значения силы тяги, вызванных влиянием внешних условий, и возможного разброса параметров эффективности отдельных узлов двигателя (вентилятора, компрессора, камер сгорания, гурбины и других) и уточняют исходя из опыта эксплуатации двигателей аналогичной конструктивной схемы и назначения. Данные о допустимых величинах отклонения ΔR_доп для каждого стационарного полетного режима работы двигателя хранятся в задающем устройстве 29.

Процесс полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя может осуществляться на любом стационарном режиме его работы путем определения в блоке сравнения 28 величины отклонения ΔR_n полученного в вычислительном устройстве 18 значения силы тяги R_n от эталонного значения силы тяги R_{эт n} для этого полетного режима работы двигателя и сравнения величины отклонения ΔR_n с диапазоном допустимых значений величины отклонения ΔR_доп силы тяги для этого стационарного полетного режима работы двигателя.

Нахождение величины отклонения ΔR_n в диапазоне допустимых значений величины отклонения ΔR_доп силы тяги означает, что двигатель работает в штатном режиме и не требует срочных профилактических мероприятий. В случае, если величина отклонения ΔR_n больше допустимого значения ΔR_доп, переводят двигатель на другой стационарный режим работы и проводят диагностирование на этом режиме в том же порядке. Если полученное в процессе диагностики значение ΔR_n больше ΔR_доп по меньшей мере на двух режимах работы, делают вывод о том, что двигатель работает в нештатном режиме и требует более тщательной диагностики в стационарных условиях. Результаты диагностики поступают на сигнализатор 31.

Дополнительная проверка состояния двигателя на другом стационарном полетном режиме работы двигателя необходима для того, чтобы исключить возможность возникновения сигнала о потере тяги двигателя вследствие случайных факторов и фиксировать потерю тяги двигателя только из-за ухудшения технических параметров двигателя в процессе эксплуатации или возникновения внештатной ситуации.

Повышение достоверности диагностики описанным способом достигается за счет того, что диапазон допустимых значений величины отклонения ΔR_доп силы тяги существенно меньше по величине по сравнению с аналогичным диапазоном в известном способе, так как при его осуществлении исключается составляющая отклонения тяги двигателя за счет влияния неравномерности полного давления потока воздуха. Таким образом, диапазон величины отклонения ΔR_доп в предлагаемом техническом решении может быть выбран меньшим, чем в известном, что приведет к повышению достоверности проводимой полетной диагностики.

Кроме того, достоверность диагностики повышается и за счет того, что при определении величины силы тяги R_n на любом стационарном полетном режиме работы двигателя учитывается степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель. Определение величины силы тяги R_n для конкретного стационарного полетного режима работы двигателя осуществляется вычислительным устройством 18 как разность между выходным импульсом J и входным импульсом потока воздуха в соответствии со следующей формулой:

R_n=J-G_B1V_вx, где

G_в1 - скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель;

V_вх - скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, измеряемая датчиком 16.

При определении параметров входного импульса скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель, учитывающее влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель, вычисляется по формуле:

G_B1=G_B⋅A_G

где G_В - расход воздуха без учета неравномерности полного давления на входе в двигатель, вычисленный по измеренному датчиком 16 значению скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха V_вх, величине статического давления атмосферного воздуха Р_н, измеренной датчиком 15, значению полной температуры воздуха на входе в двигатель , измеренному датчиком 14 и частоты вращения вала компрессора низкого давления п_в, измеряемой датчиком оборотов 25;

A_G - поправочный коэффициент, учитывающий влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель, значение которого для каждого стационарного полетного режима работы хранится в карте памяти 27.

При определении параметров выходного импульса J влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель учитывается с помощью поправочного коэффициента A_р, значение которого пропорционально значению поправочного коэффициента A_G:

А_р=А_G ƒ₁ (n_{пp В}), где

ƒ₁ - зависимость, полученная путем обработки результатов автономных испытаний компрессора низкого давления или его испытаний в составе двигателя в условиях, имитирующих неравномерность полного давления на входе;

n_{пр В} - приведенная частота вращения вала компрессора низкого давления 2, значение которой определяется следующей формулой:

.

Поправочный коэффициент А_р используется для вычисления осредненного значения полного давления за компрессором низкого давления 2, которое вычисляется по формуле:

, где

- измеренное значение полного давления за компрессором низкого давления 2.

Осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления 2, учитывающее степень неравномерности полного давления на входе в двигатель, необходимо для вычисления значения полного давления на входе в реактивное сопло 12, которое в свою очередь является определяющим при расчете величины выходного импульса J реактивного сопла 12.

Порядок определения величины силы тяги R_n на стационарном полетном режиме работы двигателя с учетом степени неравномерности полного давления на входе в двигатель приведен ниже.

1. После вычисления осредненного значения полного давления за компрессором низкого давления 2 для конкретного стационарного полетного режим работы двигателя определяют параметр , пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло 12 как:

, где

σ_к - коэффициент восстановления полного давления во втором контуре 9, равный отношению полного давления во втором контуре 9 к полному давлению за компрессором низкого давления 2;

- полное давление газа за турбиной;

F' - относительная площадь поперечного сечения канала на входе в камеру смешения 8, определяема отношением выходного канала турбины низкого давления 7 и канала второго контура 9 соответственно.

2. Определяют температуру газа на выходе из камеры смешения 8 с учетом зависимости между удельной энтальпией и температурой из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями входа в двигатель и выхода из камеры смешения 8:

, где

G_СМ- расход газа за камерой смешения 8, равный G_CM=G_T+G_B1;

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

Нu - низшая теплотворная способность топлива;

η_г - коэффициент полноты сгорания в основной камере сгорания 4, определяемый по ее характеристикам;

G_T- расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания 4;

- энтальпия газов за камерой смешения 8;

ƒ₂ - функция, связывающая температуру рабочего тела с его энтальпией и составом [см. «Двигатели авиационные газотурбинные: методы и подпрограммы расчета термодинамических параметров воздуха и продуктов сгорания углеводородных топлив». Руководящий Технический материал авиационной техники РТМ 1677-83., с. 5, М., 1983 г.]

q_см - условный состав рабочего тела в камере смешения 8, определяемый соотношением q_qм=G_T/G_B1;

Т₀ - температура подачи топлива в камеру сгорания 4.

3. 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 8 и выхода из форсажной камеры 10:

,

, где

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

G_тф - расход топлива, подаваемого в форсажную камеру 10;

С_ф - расход газа за форсажной камерой 10;

- энтальпия газов за форсажной камерой 10;

q_Σ - условный состав рабочего тела в форсажной камере 10, определяемый как q_∑=(G_тф+G_т)/G_B1.

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

, где

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

F_см - площадь сечения канала на выходе из камеры смешения 8.

5. Определяют значение приведенной скорости λ_см на выходе из камеры смешения 8, которое находят с помощью метода Ньютона:

, где

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

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

, где

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

, где

ƒ₃ - функция, определяющая взаимосвязь коэффициента восстановления полного давления и степени подогрева в форсажной камере 10, значение которой определяется в результате автономных испытаний камеры или с помощью расчетов по математической модели.

Для стационарного полетного режима работы двигателя с отключенной форсажной камерой значение σ_фк=1.

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

- для режима с неработающей форсажной камерой 10:

;

- для режима с работающей форсажной камерой 10:

.

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

, где

k_с - показатель адиабаты на срезе реактивного сопла 12, значение которого при включенной форсажной камере 10 равно 1,25, а при выключенной форсажной камере 10 равно 1,33.

Каждому значению q(λ_с) соответствуют два аргумента: λ_с1<1 и λ_с1>1.

При выполнении условия , принимают докритическое значение приведенной скорости потока на срезе реактивного сопла 12 λ_с<1, а при выполнении условия . принимают сверхкритическое значение λ_с>1.

8. По значению λ_с рассчитывают значение газодинамической функции ƒ_гд(λ_с) приведенной плотности потока импульса на срезе реактивного сопла 12:

.

9. Вычисляют величину выходного импульса J реактивного сопла 12, в которой учтено влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель:

, где

F_c - площадь среза реактивного сопла 12.

10. Определяют действительную величину силы тяги двигателя R_n на конкретном стационарном полетном режиме работы двигателя:

R_n=J-G_B1Vвх.

Описанный алгоритм определения силы тяги турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков позволяет повысить точность определения ее значения в полетных условиях до 1%.

Таким образом, изобретение позволяет повысить достоверность полетного диагностирования состояния турбореактивного двигателя путем повышения точности определения величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий, с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель.