Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПЛОЩАДЬЮ КРИТИЧЕСКОГО СЕЧЕНИЯ РЕАКТИВНОГО СОПЛА ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных газотурбинных двигателей (ГТД) летательных аппаратов за счет регулирования площади критического сечения реактивного сопла ГТД.

Известен способ регулирования двухконтурного турбореактивного двигателя путем поддержания заданной степени повышения давления воздуха в вентиляторе изменением площади сечения реактивного сопла, причем для обеспечения оптимальных характеристик двигателя измеряют степень повышения давления воздуха в компрессоре и задают степень повышения давления в вентиляторе как функцию от степени повышения давления в компрессоре (см. а.с. СССР №410669, кл. F02K 1/64, 2005 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что при его реализации площадь сечения реактивного сопла изменяется в зависимости от степени повышения давления воздуха в компрессоре, что не позволяет эффективно регулировать работу ГТД, так как заданная степень повышения давления воздуха в компрессоре может быть реализована при различных значениях частоты вращения ротора низкого давления, то есть не обеспечивается однозначное значение скольжения роторов, от которого зависят экономичность двигателя и запасы газодинамической устойчивости.

Известен способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой, включающий измерение температуры газов за турбиной, размеров проходного сечения реактивного сопла на безфорсажном режиме работы двигателя, определение по ним значения площади реактивного сопла на форсажном режиме и регулирование расхода топлива в форсажную камеру воздействием на расход топлива в форсажную камеру до тех пор, пока проходная площадь сопла не сравняется с потребной, при этом потребное значение площади реактивного сопла определяют по формуле ,

где F_гф и F_гм - площади реактивного сопла на форсажном и бесфорсажном режимах соответственно, Т_T и Т_фзад - замеренное и заданное значение температуры газа за турбиной, а форсажный и бесфорсажный режимы осуществляют при одинаковом режиме работы турбокомпрессора газотурбинного двигателя, при этом при регулировании двухконтурных газотурбинных двигателей заданное значение площади реактивного сопла определяют по формуле ,

где Т_CM - температура газов за турбиной после смешения обоих потоков, при этом регулирование площади проходного сечения реактивного сопла осуществляют в ручном или автоматическом режиме до тех пор, пока проходная площадь реактивного сопла не станет равной потребному значению F_гф (ΔF=0) (см. патент РФ №2383001, кл. G01М 15/00, 2010 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что данная система не предусматривает возможности регулирования ее работы пилотом, а также оперативных компенсаций возмущений в газовоздушном тракте ГТД, так как измерение Т_CM возможно только в стендовых условиях.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка способа управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД, обеспечивающего повышение экономичности ГТД по топливу, а также обеспечивающую оперативную эффективную компенсацию возмущений по газовоздушному тракту.

Указанный технический результат обеспечивается за счет того, что в способе управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем снятие параметров давления газов за компрессором и за турбиной, определение по их показателям степени расширения газа на турбине, сравнение данного параметра с его программным значением и подачу выработанного управляющего сигнала на исполнительный механизм для регулирования площади критического сечения реактивного сопла, новым является то, что программное значение площади критического сечения определяют как сумму программных значений степени расширения газа на турбине и приведенной частоты вращения ротора низкого давления, причем программное значение степени расширения газа на турбине корректируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а программное значение приведенной частоты вращения получают в результате сравнения значения частоты вращения ротора низкого давления и сигнала его программного значения, который получают как сумму программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и положения рычага управления двигателем.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД, реализующей заявленный способ.

Система для осуществления способа управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД 1 содержит исполнительный механизм 2 управления площадью критического сечения реактивного сопла. Данный исполнительный механизм может быть выполнен различным образом, например в виде гидроцилиндра или электродвигателя. Механизм 2 связан с регулятором 3. Регулятор предназначен для выработки управляющего сигнала и подачи его на исполнительный механизм. В качестве регулятора используется стандартный гидромеханический блок. Вход регулятора 3 связан с выходом первого элемента сравнения 4, первый вход которого связан с выходом делителя 5. Делитель 5 выполнен в виде стандартного гидромеханического блока, разность давлений в котором определяется соотношением плеч рычагов. Входы делителя 5 имеют возможность соединения с датчиком (не показан) давления газа за компрессором (р₂) и датчиком (не показан) давления газа за турбиной (р₄).

Система также оснащена первым 6 и вторым 7 программными устройствами, вторым элементом сравнения 8, первым сумматором 9, третьим программным устройством 10, корректором 11 и вторым сумматором 12.

Входы первого 6 и второго 7 программных устройств имеют возможность соединения с датчиком (не показан) температуры воздуха (Т_вх) на входе в ГТД. Третье программное устройство имеет возможность связи с рычагом (не показан) управления двигателем (α_руд).

Первое программное устройство 6 предназначено для формирования программного значения степени сжатия газов на турбине (π°_т1) в зависимости от внешних условий (Т_вх).

Второе программное устройство 7 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления (n°_1.1) в зависимости от внешних условий (Т_вх).

Третье программное устройство 10 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления (n°_1.2) в зависимости от положения рычага управления двигателем (α_руд).

Первое, второе и третье программные устройства могут быть выполнены различным известным образом, например в виде профилированных кулачков, рабочие профили которых обеспечивают получение заданных характеристик на выходе или в виде стандартных цифровых регуляторов.

Выходы программных устройств 7 и 10 связаны с входами первого сумматора 9, выход которого связан с первым входом второго элемента сравнения 8, второй вход которого имеет возможность соединения с датчиком частоты вращения ротора низкого давления (n₁).

Выход второго элемента сравнения связан с входом корректора 11. Корректор 11 предназначен для преобразования рассогласования (Δn₁) во второе слагаемое заданного значения (π_т) и может быть выполнен в виде стандартного усилителя с переменным коэффициентом усиления.

Выход корректора 11 связан с первым входом второго сумматора 12, второй вход которого связан с выходом первого программного устройства 6.

Выход второго сумматора 12 связан со вторым входом первого элемента сравнения 4.

Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД осуществляют следующим образом.

Перед эксплуатацией ГТД программные устройства 6, 7, 10 настраивают на заданные параметры:

- в программном устройстве 6 реализуется заданная зависимость π°т₁=f(Т_вх), обеспечивающая желаемое значение степени расширения газа на турбине в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Т_вх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик ГТД;

- в программном устройстве 7 реализуется заданная зависимость n°_1.1=f(Т_вх), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Т_вх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик ГТД;

- в программном устройстве 10 реализуется заданная зависимость n°_1.2=f(α_руд), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от режима работы двигателя, характеризуемых значением α_руд, выбираемых из условия обеспечения дроссельных характеристик ГТД.

Необходимые значения π°_т1=f(Т_вх), n°_1.1=f(T_вх) и n°_1.2=f(α_руд) определяются на этапе проектирования двигателя и могут уточняться при его испытании.

В процессе работы ГТД постоянно измеряют параметры Т_вх, р₂, р₄, n₁, значения которых с датчиков поступают на:

Т_вх - на программные устройства 6 и 7;

n₁ - на второй вход второго элемента сравнения 8;

р₂ и р₄ - на входы делителя 5.

По значениям р₂ и р₄ определяют степень расширения газа на турбине (π_т), которая определяется в делителе 5 по зависимости (π_т=р₂/р₄), и полученный сигнал (π_т), характеризующий степень расширения газа на турбине в процессе ее работы, поступает на первый вход первого элемента сравнения 4.

Параллельно в зависимости от значения температуры воздуха (Т_вх) на входе в ГТД определяют программные управляющие сигналы значения степени расширения газа на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД (π°_т1) и частоты вращения ротора низкого давления (n°_1.1), которые поступают на входы первого 6 и второго 7 программных устройств и на основании значений данных сигналов формируют программные управляющие сигналы значения степени расширения газа на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД (π°_т1) и частоты вращения ротора низкого давления (n°_1.1). В программном устройстве 6 управляющие сигналы формируются при реализации зависимости π°_т1=f(T_вх). В программном устройстве 7 управляющие сигналы формируются при реализации зависимости n°_1.1=f(T_вx).

Сформированные в программном устройстве 6 управляющие сигналы (π°_т1) подают на второй вход сумматора 12, а сформированные в программном устройстве 7 управляющие сигналы (n°_1.1) подают на первый вход сумматора 9, на второй вход которого подают управляющие сигналы (n°_1.2), сформированные в программном устройстве 10 в зависимости от положения рычага управления двигателем (α_руд). С выхода сумматора 9 управляющий сигнал (n°₁) подают на первый вход второго элемента сравнения 8, на второй вход которого поступает сигнал с датчика (n₁). В элементе сравнения 8 вычитаются поступающие на его входы сигналы и сформированные управляющие сигналы (Δn₁) поступают на вход корректора 11, где их преобразуют в параметр (π°_т2) по формуле: π°_т2=К*Δn₁. Коэффициент «К» является наперед заданным. Выходные сигналы (π°_т2) с корректора 11 поступают на первый вход сумматора 12, на второй вход которого поступают сигналы (π°_т1) с программного устройства 6. Выходной сигнал (π°_т) с сумматора 12, характеризующий заданное значение степени расширения газа на турбине, поступает на второй вход элемента сравнения 4, где сравниваются с сигналом, поступившим с делителя 5. Выходные управляющие сигналы с выхода элемента сравнения 4 (Δπ_т) поступают в регулятор 3, в котором формируют сигнал требуемого положения исполнительного механизма 2. С регулятора 3 управляющий сигнал (F_c) поступает на исполнительный механизм 2, исполнительный орган которого регулирует соответствующим образом площадь критического сечения реактивного сопла ГТД 1.

Система отрегулирована таким образом, что на установившихся режимах работы ГТД сигналы (π_т) и (π°_т) компенсируют друг друга и сигнал (F_c) равен нулю. Если нет, то исполнительный механизм регулируют таким образом, чтобы данное значение стремилось к нулю, но это довольно медленное регулирование. В случае необходимости оперативного регулирования, последнее осуществляется пилотом от рычага управления двигателем.

Использование заявленного способа обеспечивает в процессе работы ГТД оптимальное соотношение частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления (n₁) и, тем самым, обеспечивает высокую экономичность ГТД по топливу на дроссельных режимах и в полете, а также обеспечивает оперативное перекрывание (компенсацию) возмущений по газовоздушному тракту за счет применения контура управления по π_т (степени расширения газа на турбине: π_т=р₂/р₄).