способ автоматического регулирования газотурбинного двигателя летательного аппарата

Формула изобретения

Способ автоматического регулирования газотурбинного двигателя летательного аппарата, состоящий в изменении угла установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от температуры торможения потока на входе в газотурбинный двигатель и физических оборотов компрессора, отличающийся тем, что дополнительно с помощью датчиков пульсаций измеряют на входе газотурбинного двигателя пульсации полного (или статического) давления, рассчитывают спектральную плотность мощности в рабочем диапазоне частот, сравнивают их мощность на характерных частотах с эталоном (на границе газодинамической устойчивости) и подают сигналы в систему автоматического регулирования газотурбинного двигателя для изменения углов установки направляющих аппаратов компрессора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к газодинамике и регулированию турбомашин.

Обеспечение адаптации газотурбинного двигателя (ГТД) к изменяющимся внешним условиям и обеспечение эффективного устойчивого рабочего процесса возложено на систему автоматического регулирования (СAP)ГТД, оптимальное функционирование которой возможно только при наличии надежной и однозначной информации о параметрах потока воздуха на входе в ГТД.

Для современных высокоманевренных летательных аппаратов (ЛА) характерно изменение в широком диапазоне скоростей полета, высот, углов атаки и скольжения, что требует высокой степени адаптации ГТД к изменяющимся внешним условиям, в т.ч. и к неоднородности потока воздуха на входе в ГТД, являющейся функцией факторов полета и конструктивного решения ЛА.

Наглядной иллюстрацией CAP, адаптируемой ГТД в поле переменных внешних условий, может служить известная и реализованная (например - ГТД-88 для самолета МИГ-29 Руководство по технической эксплуатации N 088001700 РЭ книга 2 раздела 073.12.14 стр. 41) система регулирования ГТД путем изменения угла установки направляющих аппаратов (НА) компрессоров в зависимости от температуры торможения (T_HX) воздуха на входе в компрессор и физических оборотов (n). Однако какой-либо информации (прямой или косвенной) о неоднородности потока на входе в ГТД в CAP не поступает, а она (неоднородность) существенно влияет на расход воздуха через ГТД, т.е. на эффективность и особенно газодинамическую устойчивость (ГДУ) рабочего процесса ГТД. Таким образом, эффективная система регулирования по входным параметрам T^*_H и n неэффективна по входному параметру неоднородности потока. Для ГТД маневренных ЛА практически 30 - 50% от суммарного запаса ГДУ приходится на запасы по неоднородности потока и вопросу устойчивости рабочего процесса ГТД в поле вероятных величин неоднородности потока посвящаются специальные стендовые испытания.

Известен также (Черкасов Б.А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1974, с.23; Теория воздушно-реактивных двигателей. / Под ред. Шляхтенко. -М.: Машиностроение. 1975, с.273) способ регулирования ГТД, включающий в себя в качестве одного из регулируемых параметров коэффициент запаса по помпажу (запаса ГДУ)



а регулирующим параметром - изменение площади критического сечения соплового аппарата турбины.

Здесь _в.пр/П^*_к - текущие значения приведенного расхода и степени повышения давления в компрессоре (для данных n_p - приведенных оборотов компрессора);

_в.гр.пр и П^*_кр - - значения тех же параметров на границе помпажа (для n_пр = idem).

К числу недостатков, препятствующих реализации указанного способа регулирования, относятся: исключительная сложность конструкции соплового аппарата с регулируемыми проходными сечениями из-за силовой и температурной нагруженности узла турбины, а также невозможности определения текущего значения расхода воздуха в условиях высокого уровня неоднородности потока.

За прототип предложения принимает систему автоматического регулирования газотурбинного двигателя вышеуказанного самолета МИГ-29.

Цель изобретения - расширение диапазона газодинамической устойчивости работы ГТД путем дополнения CAP ГТД параметром регулирования по степени неоднородности потока на входе в ГТД.

Поставленная цель достигается тем, что на входе ГТД измеряют пульсации полного (два-три датчика) или статистического давления, рассчитывают спектральную плотность мощности (СПМ) по отлаженным на каждом предприятии согласно известным алгоритмам в рабочем диапазоне частот, сравнивают их мощность (на f = idem) с эталоном (на границе ГДУ) и подают сигналы в CAP ГТД (и воздухосборника) для изменения угла установки НА компрессора ( и углов панелей клина воздухозаборника ) на увеличение запасов газодинамической устойчивости.

Базовой информацией, на которой основывается данный способ увеличения запасов ГДУ ГТД, являются специальные стендовые испытания ГТД на ГДУ, обязательные для всякого вновь создаваемого двигателя. Суть испытаний состоит в том, что в наземных условиях с помощью специальных устройств на входе в ГТД создается весь возможный спектр неоднородности потока, реализация которого допускается вероятными маневрами ЛА. Технологически испытания включают: ступенчатое увеличение неоднородности потока на входе ГТД, работающего на определенных оборотах, до границы ГДУ, регистрацию и расчет параметров, характеризующих режим работы ГТД (n_1пр; n_2пр; _в.гр, П^*_к ... и проч.), расчет статистических функций, описывающих турбулентный поток на входе в ГТД (среднеквадратичное отклонение, СПМ и проч.), расчет СПМ позволяет проследить динамику роста мощности колебаний потока на входе в ГТД, отклик (реакцию) ГТД на изменение неоднородности потока на частотах, характерных для данных n_пр (для двигателя данной размерности и конструктивного исполнения) по мере приближения к границе ГДУ. Таким образом, информация о реакции ГТД на изменение неоднородности потока на входе естественным образом дополняет набор параметров, описывающих каждую рабочую точку, т.к. жестко связана с процессами, происходящими в ГТД.

Предложенный способ автоматического регулирования газотурбинного двигателя поясняется чертежом-схемой и графиками: на фиг. 1 - схема размещения датчиков пульсаций полного (1) и статистического (2) давлений на ГТД и связь их с бортовой ЭВМ (3); на фиг. 2 - график СПМ пульсаций потока режима работы ГТД, далекого от ГДУ ГТД; на фиг. 3 - график СПМ пульсаций потока режима ГТД с потерей 50% запаса ГДУ; на фиг. 4 - график СПМ пульсации потока режима работы ГТД близ границы ГДУ.

В качестве иллюстрации приведем некоторые результаты специальных стендовых испытаний ГТД на ГДУ. Для двигателя, работающего на фиксированных оборотах n, режимы 1, 2, 3 характеризуются непрерывно возрастающей степенью неоднородности потока, причем режим 3 является "предсрывным" (близ границы ГДУ для данных оборотов) с максимальной неоднородностью потока. Представленные графики СПМ рассчитаны по отлаженной программе и характеризуют энергетику потока на данной частоте в диапазоне частот от околонулевой до частоты, кратной частоте следования лопаток (ЧСЛ). Из анализа представленных графиков СПМ для трех режимов видно, что от режима 1 к 3 растет площадь подкривой СПМ (рост энергии пульсаций потока на всех частотах); СПМ околонулевых частот непрерывно уменьшается; СПМ на частоте f (характерная частота реакции ГТД данной размерности) интенсивно возрастает.

Таким образом, специальными стендовыми испытаниями устанавливается однозначная корреляция изменения СПМ с характеристикой ГТД во всем эксплуатационном диапазоне изменения оборотов и информации об изменении СПМ достаточно для привлечения ее в качестве входного параметра, наряду с T^*_H и n, для построения системы регулирования расширяющей диапазон ГДУ ГТД, адекватно реагирующей на изменение неоднородности потока.