RU2475421C1 - Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion - Google Patents

Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion Download PDF

Info

Publication number
RU2475421C1
RU2475421C1 RU2011132959/11A RU2011132959A RU2475421C1 RU 2475421 C1 RU2475421 C1 RU 2475421C1 RU 2011132959/11 A RU2011132959/11 A RU 2011132959/11A RU 2011132959 A RU2011132959 A RU 2011132959A RU 2475421 C1 RU2475421 C1 RU 2475421C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
speed
mode
values
time
Prior art date
Application number
RU2011132959/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Геннадий Александрович Зайцев
Раиль Латифович Кагарманов
Айрат Аглиевич Ахъяров
Галина Петровна Румянцева
Original Assignee
Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации filed Critical Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации
Priority to RU2011132959/11A priority Critical patent/RU2475421C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2475421C1 publication Critical patent/RU2475421C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: transport.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Proposed method consists in starting from lineup, accelerating at low power plant rpm, continuation of starting takeoff run at power plant standard acceleration capability from the end of lower rpm mode to maximum rpm mode and continuation of takeoff run at maximum rpm. First, aircraft bench tests are carried out and aircraft model is analysed in wind tunnel. To optimize takeoff kinematic parameters, mathematical simulation of aircraft takeoff run dynamics and variation of power plant operating conditions is performed at complex mathematical model "engine+aircraft". To takeoff with extra thrust at optimum kinematic parameters, pilot is informed on aircraft engine rotor design rpm corresponding to lower rpm and related time and path of running at said lower rpm which ensure minimum probability of turbulent ingestion of foreign objects.EFFECT: minimised probability of ingestion of foreign objects.2 cl, 2 dwg, 2 tbl

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиации, в частности к способам защиты авиационных двигателей от попадания в них посторонних предметов (ПП), забрасываемых с поверхности взлетно-посадочной полосы (ВПП) вихревыми шнурами (концентрированными вихрями), образующимися между поверхностью ВПП и воздухозаборниками маршевых авиадвигателей (от вихревого засасывания ПП) на разбеге самолета при взлете.The present invention relates to aviation, in particular, to methods for protecting aircraft engines from getting foreign objects (PP) thrown from the surface of the runway (runways) by vortex cords (concentrated vortices) formed between the surface of the runway and the intakes of mid-flight aircraft engines (from vortex suction PP) on the take-off take-off.

Средства защиты маршевых авиадвигателей самолетов от вихревого засасывания ПП весьма разнообразны. Например, можно упомянуть струйную систему защиты двигателя от вихревого засасывания в него ПП посредством разрушения вихревого шнура струей воздуха, отбираемого от компрессора авиадвигателя (патент на изобретение №1824826, МПК B64D 33/02, опубликовано 10.08.1991). В числе конструктивных средств защиты авиадвигателей от вихревого засасывания ПП можно отметить компоновочные решения по размещению маршевых авиадвигателей на самолете. Двигатели устанавливаются достаточно высоко над поверхностью ВПП, минимизируется загромождение верхних полусфер входов в воздухозаборники авиадвигателей. То и другое ослабляет вихревые шнуры и снижает вероятность вихревого засасывания ими в двигатели ПП.Means of protection for marching aircraft aircraft engines from swirling suction of PP are very diverse. For example, we can mention the jet system for protecting the engine from vortex suction in it by destroying the vortex cord with an air stream taken from the aircraft engine compressor (patent for invention No. 1824826, IPC B64D 33/02, published on 08/10/1991). Among the constructive means of protecting aircraft engines from vortex suction of PP, layout solutions for placing marching aircraft engines on an aircraft can be noted. The engines are mounted high enough above the surface of the runway, clutter of the upper hemispheres of the entrances to the air intakes of aircraft engines is minimized. Both weaken the vortex cords and reduce the likelihood of vortex suction by them into the PP engines.

Необходимость соблюдения ограничений на взлетно-посадочные характеристики самолета по условию обеспечения безопасности полетов ставит под серьезное сомнение эффективность снижения вероятности вихревого засасывания ПП путем простого снижения режима работы авиадвигателей на постоянную величину. Предпочтительнее, оказывается, изменять режим маршевых авиадвигателей в процессе движения самолета по ВПП в зависимости от изменения тех или иных условий этого движения. В этом плане можно упомянуть способ применения реверса тяги на послепосадочном пробеге самолета, при котором режим работы силовой установки понижается в зависимости от уменьшения скорости движения самолета. В этом случае авиадвигатели защищаются от попадания ПП, поднимаемых с поверхности ВПП реверсивными струями горячих газов, и от попадания самих струй, способных нарушать газодинамическую устойчивость (ГДУ) двигателей. Реализация такого способа требует применения программной системы автоматического регулирования, включающей в себя в обязательном порядке датчик скорости движения самолета, датчик частоты вращения роторов авиадвигателя, датчик температуры (торможения) наружного воздуха и программное устройство, воспроизводящее зависимость приведенной (по температуре) частоты вращения от числа М (скорости, приведенной по температуре) движения самолета по ВПП.The need to comply with the restrictions on the take-off and landing characteristics of the aircraft under the condition of ensuring flight safety casts serious doubt on the effectiveness of reducing the likelihood of vortex suction of PP by simply reducing the operating mode of aircraft engines by a constant value. It is preferable, it turns out, to change the mode of mid-flight aircraft engines during the movement of the aircraft along the runway, depending on changes in certain conditions of this movement. In this regard, we can mention the method of applying thrust reversal in the after-landing run of an aircraft, in which the power plant operating mode decreases depending on a decrease in the aircraft speed. In this case, aircraft engines are protected from penetration of PP raised from the surface of the runway by reversible jets of hot gases, and from the jets themselves, capable of violating the gas dynamic stability (GDU) of the engines. The implementation of this method requires the use of a software automatic control system, which necessarily includes an aircraft speed sensor, an aircraft engine rotor speed sensor, an outdoor air temperature (braking) sensor, and a software device that reproduces the dependence of the given (temperature) speed on the number M (speed, given by temperature) the movement of the aircraft along the runway.

Более простой обходной прием состоит в том, что вместо программной системы используют так называемую замкнутую систему автоматического регулирования. Отрицательная обратная связь замыкается через объект регулирования. Для этого измеряется какой-либо параметр, косвенно характеризующий режим работы регулируемого двигателя. Этот параметр сравнивается с заданным его значением. По результату сравнения формируется управляющий сигнал, подаваемый на исполнительный механизм, который изменяет режим работы двигателя в сторону уменьшения рассогласования между заданным и измеряемым значениями параметра, характеризующего режим работы двигателя. При этом вместо скорости движения самолета и частоты вращения роторов в системе регулирования авиадвигателя должно быть предусмотрено измерение местной температуры (торможения) на входе в воздухозаборник маршевого авиадвигателя (измеряемое значение), которая возрастает при попадании реверсивной струи на вход в воздухозаборник, и температуры (торможения) невозмущенного потока воздуха (заданное значение). Задача, стоящая перед замкнутой системой, заключается в том, чтобы поддерживать значения местной температуры равным значениям атмосферной температуры окружающего воздуха изменениями частоты вращения ротора. В результате этого реализуется нужная зависимость значений частоты вращения роторов авиадвигателей от значений скорости движения самолета, обеспечивающая ГДУ работы двигателей и недопущение попадания в них ПП, а также не допускающая снижения тяги силовой установки (СУ) там, где этого не требуется для решения первых двух задач. В настоящее время известен аналогичный способ автоматического управления режимом работы авиадвигателя, в котором вместо значений температуры измеряются и подлежат согласованию значения статического давления на внешних поверхностях мотогондол, подверженных воздействию реверсивных струй (патент на изобретение №2372257, МПК B64D 31/12, опубликовано 10.11.2009). В этом случае регулируется режим работы одного двигателя, а приемник статического давления, значения которого характеризуют режим работы этого двигателя, находится на мотогондоле соседнего двигателя.A simpler workaround is that instead of a software system, a so-called closed-loop automatic control system is used. Negative feedback is closed through the object of regulation. For this, a parameter is measured that indirectly characterizes the operation mode of the adjustable motor. This parameter is compared with its specified value. Based on the comparison result, a control signal is generated that is applied to the actuator, which changes the engine operating mode in the direction of reducing the mismatch between the set and measured values of the parameter characterizing the engine operating mode. In this case, instead of the speed of the aircraft and rotor speeds, the control system of the aircraft engine should provide for the measurement of local temperature (braking) at the inlet of the main engine’s air intake (measured value), which increases when the reverse jet enters the inlet of the air intake, and temperature (braking) unperturbed air flow (setpoint). The challenge facing the closed system is to maintain the local temperature values equal to the atmospheric temperature of the surrounding air by changing the rotor speed. As a result of this, the necessary dependence of the rotational speed of aircraft engine rotors on the speed of the aircraft is realized, which ensures the GDU operation of the engines and prevents the penetration of PP, and also does not allow reducing the thrust of the power plant (SU) where this is not required to solve the first two problems . Currently, a similar method is known for automatic control of the aircraft engine operating mode, in which instead of temperature values the static pressure values on the external surfaces of engine nacelles exposed to reverse jets are measured and subject to coordination (patent for invention No. 2372257, IPC B64D 31/12, published 10.11.2009 ) In this case, the operation mode of one engine is regulated, and the static pressure receiver, the values of which characterize the operation mode of this engine, is located on the engine nacelle of the neighboring engine.

Вероятность вихревого засасывания ПП в авиадвигатели на разбеге самолета при взлете аналогичным образом может быть существенно уменьшена с помощью увеличения режима работу СУ с пониженного до максимального в зависимости от увеличения скорости движения самолета по ВПП (патент на изобретение №2325307, МПК B64D 31/12, B64D 33/02, опубликовано 27.05.2008). Как и в ранее описанном примере, простое снижение режима работы СУ на постоянную величину оказывается непригодным для практического применения вследствие ограничений на время и длину пути разбега самолета при взлете. Однако в данном случае автоматическое управление изменением режима работы СУ в процессе разбега самолета может быть организовано только на основе использования программных систем регулирования. Возможность использования для этой цели замкнутых систем к настоящему времени не просматривается.The likelihood of vortex suction of PP in aircraft engines during take-off take-off in the same way can be significantly reduced by increasing the operating mode of the SU from reduced to maximum depending on the increase in the speed of the aircraft along the runway (patent for invention No. 2225307, IPC B64D 31/12, B64D 33/02, published May 27, 2008). As in the previously described example, a simple decrease in the operating mode of the control system by a constant value is unsuitable for practical use due to restrictions on the time and length of the takeoff run of the aircraft during take-off. However, in this case, the automatic control of changing the operating mode of the SU during the take-off run of the aircraft can be organized only through the use of software control systems. The possibility of using closed systems for this purpose is currently not visible.

Если изменение режима работы авиадвигателей производится вручную, то оно должно быть максимально упрощено. В данном случае двигатели некоторое время после момента старта (несколько секунд) выдерживаются на постоянном пониженном режиме работы, а затем РУДы переводятся на максимал. В результате этого осуществляется режим приемистости и выход на максимальный режим работы с темпом, задаваемым автоматикой двигателей. Такой взлет самолета представляет собой разновидность взлета «с додачей» тяги маршевых авиадвигателей. Такой способ взлета, когда с целью снижения вероятности вихревого засасывания ПП в авиадвигатели, приходящейся на один взлет, «самолет начинает разбег при работе двигателей на пониженном режиме (режиме страгивания), а затем в процессе разбега режим работы двигателей увеличивается до максимального» (А.А.Иноземцев, В.Л.Сандрацкий. Газотурбинные двигатели. Глава 5. Пермь, «Авиадвигатель», 2006 г.) принят в качестве прототипа предлагаемого изобретения. Пониженный режим определяется в прототипе по условию отсутствия вихревого засасывания ПП, а его длительность - по условию достижения самолетом скорости движения, равной скорости сдува вихревых шнуров на максимальном режиме работы СУ.If changing the operating mode of aircraft engines is done manually, then it should be simplified as much as possible. In this case, the engines are kept for a certain time after the start (a few seconds) at a constant reduced operating mode, and then the ores are transferred to the maximum. As a result of this, the throttle response mode is performed and the maximum operating mode is reached with the pace set by the engine automation. Such an airplane take-off is a kind of take-off thrust of mid-flight aircraft engines. This is a take-off method, when, in order to reduce the likelihood of vortex suction of PP into aircraft engines per one take-off, “the aircraft starts to take off when the engines operate at a reduced mode (flashing mode), and then during the take-off run the engine operating mode increases to the maximum” (A. A. Inozemtsev, VL Sandratsky, Gas Turbine Engines, Chapter 5. Perm, Aviadvigatel, 2006) was adopted as a prototype of the invention. The reduced mode is determined in the prototype by the condition that there is no vortex suction of PP, and its duration is determined by the condition that the aircraft reaches a speed of movement equal to the speed of blowing of the vortex cords at the maximum operating mode of the SU.

Однако в таком виде, как это требуется в прототипе, эти условия не всегда могут быть выполнены, так как в реальной эксплуатации такой выбор пониженного режима может привести к не допустимо большим значениям времени и длины разбега самолета и не обеспечивает условий безопасности полетов.However, in the form as required in the prototype, these conditions cannot always be fulfilled, since in real operation such a choice of a reduced mode can lead to unacceptably large values of the time and take-off length of the aircraft and does not provide flight safety conditions.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, является минимизация вероятности вихревого засасывания посторонних предметов при соблюдении ограничений на время и длину разбега самолета и на диапазон допустимых пониженных режимов.The technical result to which the invention is directed is to minimize the likelihood of vortex suction of foreign objects, subject to restrictions on the time and length of the run of the aircraft and on the range of permissible reduced modes.

Для достижения названного технического результата в предлагаемом способе, включающем взлет «с додачей» тяги при ручном управлении режимом работы силовой установки (СУ) по профилю: страгивание с места исполнительного старта, начало разбега на пониженном режиме работы СУ, продолжение разбега на режиме приемистости СУ на штатном автомате приемистости (электронного регулятора приемистости) с конца пониженного до максимального режима работы СУ, продолжение разбега на максимальном режиме СУ, разгоняясь на пониженном режиме работы СУ, самолет достигает в конце этого режима скорости движения V1V, обеспечивающей сдув вихревых шнуров на режиме приемистости, предварительно проводят стендовые испытания авиадвигателя и исследования модели самолета в аэродинамической трубе. Для оптимизации кинематических параметров взлета осуществляют математическое моделирование динамики разбега самолета и изменения режимов работы СУ на комплексной математической модели «двигатель + самолет». Определяют зависимости параметров режима приемистости СУ и самолета от времени: изменение тяги СУ, расхода воздуха на режиме, скорости сдува вихрей и скорости движения самолета Vs, соответствующие определенным значениям скорости движения самолета в момент начала приемистости СУ. Для каждого пониженного режима и разных значений скорости движения V1 самолета в момент начала приемистости сравнивают зависимости изменения скорости движения модели самолета VS(τ) и скорости сдува вихревых шнуров VSD(τ) от времени. Для каждого значения величины скорости V1 в пределах своего отрезка времени режима приемистости СУ определяют минимальные значения разности VS-VSD между величинами скорости движения самолета VS и скорости сдува VSD, подбирают оптимальное значение скорости движения модели самолета V1 таким, чтобы минимальное значение разности VS-VSD равнялось нулю в процессе приемистости СУ, т.е. подбирают V1 таким образом, чтобы на режиме приемистости выполнялось неравенство, переходящее в равенство в диапазоне времени τ1-τ2:To achieve the named technical result in the proposed method, which includes takeoff with a “thrust” during manual control of the power plant (SU) operation mode along the profile: stragging from the place of the executive start, the start of the take-off run at the reduced control system operation speed, the take-off run at the control system pick-up mode for the standard automatic pick-up machine (electronic pick-up regulator) from the end of the control system reduced to the maximum operating mode; continuation of the take-off run at the maximum control mode; accelerating at the reduced operating mode of the control system; t reaches the end of the V 1V speed mode providing blow-off of eddy cords on pickup mode previously performed bench testing aircraft engine research and model aircraft in a wind tunnel. To optimize the kinematic parameters of take-off, mathematical modeling of the dynamics of the takeoff run of the aircraft and changes in the operating modes of the control system on the complex mathematical model “engine + airplane” is carried out. The time dependence of the parameters of the SU and the aircraft’s throttle response is determined: change in the thrust of the SU, air flow in the mode, vortex blowing speed and aircraft speed Vs, corresponding to certain values of the speed of the aircraft at the moment the SU pickup begins. For each reduced mode and different values of the speed of the aircraft V 1 at the moment of pick-up, the time dependence of the change in the speed of the aircraft model V S (τ) and the swirl velocity of the vortex cords V SD (τ) are compared. For each value of the velocity value V 1 , within its interval of time of the SU pickup mode, the minimum values of the difference V S -V SD between the values of the aircraft speed V S and the blowing speed V SD are determined, the optimal value of the aircraft model velocity V 1 is selected so that the minimum the value of the difference V S -V SD was equal to zero in the process of pickup SU, i.e. choose V 1 so that the pick-up mode satisfies the inequality, which turns into equality in the time range τ 1 -τ 2 :

(VS(τ)-VSD(τ))≥0,(V S (τ) -V SD (τ)) ≥0,

где τ1 - время конца пониженного режима работы СУ и начала приемистости, τ2 - время конца режима приемистости СУ и начала максимального режима раττботы СУ.where τ 1 is the time of the end of the reduced operating mode of the control system and the beginning of pickup, τ 2 is the time of the end of the control mode of the control system and the beginning of the maximum operation mode of the control system.

По оптимальным рассчитанным значениям V1 определяют значения времени τ01 и длины пути l01 движения на пониженных режимах работы СУ как определенные численные интегралы по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V1 от величин 1/a s и Vs/a s, где a s - ускорение самолета на пониженных режимах.The optimal calculated values of V 1 determine the values of the time τ 01 and the path length l 01 of the movement at reduced operating modes of the control system as certain numerical integrals over the speed within the bounding limits Vs = 0 and Vs = V1 of the values 1 / a s and Vs / a s , where a s is the acceleration of the aircraft in low modes.

В ограничивающих пределах от скорости Vs=V1 до скорости Vs=V2 определяют на комплексной математической модели значения времени режимов приемистости как разности τ12=τ2-τ1. По значениям времени τ01 и τ12 вычисляют значения времени движения τ02 от момента страгивания до момента выхода СУ на максимальный режим как суммы τ02=τ01+τ12. Определяют на комплексной математической модели для оптимальных рассчитанных значений V1 изменения по времени скорости движения самолета Vs(τ) на режимах приемистости, в том числе значения скорости Vs=V2 в момент выхода СУ на максимальный режим, вычисляют значения длины пути движения самолета l12, проходимого на режимах приемистости при увеличении скорости от Vs=V1 до Vs=V2, как определенные численные интегралы по времени от величины скорости Vs(τ) в ограничивающих пределах от τ1 до τ2, определяют значения длины пути l02, проходимого самолетов при увеличении скорости от Vs=0 до Vs=V2, как суммы l02=l01+l02. Вычисляют значения времени τ02мах и длины пути движения самолета l02max на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости от Vs=0 до Vs=V2, как определенные численные интегралы от величин 1/a s и Vs/a s, по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V2, вычисляют минимальные, соответствующие оптимальным значениям V1, значения увеличения времени Δτ как разности между значениями τ02 и значениями времени движения на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости в пределах от Vs=V1 до Vs=V2: Δτ=τ02-τ02мах, а минимальные значения увеличения длины пути движения Δl - как разности между значениями l02 и значениями длины пути движения на максимальном режиме работы СУ l02мах при изменении скорости в тех же пределах:Within the limiting limits from the speed Vs = V 1 to the speed Vs = V 2 , the values of the time of the pick-up modes are determined on a complex mathematical model as the difference τ 12 = τ 2 -τ 1 . The values of the time τ 01 and τ 12 calculate the values of the travel time τ 02 from the moment of stragging to the moment the SU reaches the maximum mode as the sum τ 02 = τ 01 + τ 12 . Using a complex mathematical model for the optimal calculated values of V 1, changes in time of the aircraft speed Vs (τ) at the throttle response modes are determined, including the speed Vs = V 2 at the moment the control system reaches its maximum mode, the values of the aircraft path length l 12 are calculated , which is traversed in pick-up modes with increasing speed from Vs = V 1 to Vs = V 2 , as certain numerical time integrals of the velocity Vs (τ) in the limiting range from τ 1 to τ 2 determine the path length l 02 traveled airplanes As the speed increases from Vs = 0 to Vs = V 2 , as the sum l 02 = l 01 + l 02 . The values of time τ 02max and the path length of the aircraft l 02max are calculated at the maximum operating mode of the control system when the speed changes from Vs = 0 to Vs = V 2 , as certain numerical integrals from 1 / a s and Vs / a s , with respect to speed the limits Vs = 0 and Vs = V 2 , calculate the minimum, corresponding to the optimal values of V 1 , the values of the increase in time Δτ as the difference between the values of τ 02 and the values of the travel time at the maximum operating mode of the SU when the speed varies from Vs = V 1 to Vs = V 2 : Δτ = τ 02 -τ 02max , and the minimum values of the increase in length s the path of movement Δl - as the difference between the values of l 02 and the values of the length of the path of movement at the maximum operating mode SU l 02mah when the speed changes within the same limits:

Δl=l02-l02мах.Δl = l 02 -l 02max .

По полученным значениям Δτ, Δl, различным для различных пониженных режимов, судят о соответствии значений времени и длины пути разбега самолета заданным ограничениям и о допустимости использования тех или иных пониженных режимов при взлете «с додачей» тяги.According to the obtained values of Δτ, Δl, which are different for various lowered modes, they judge whether the values of the time and the length of the takeoff run of the aircraft meet the specified restrictions and the permissibility of using certain lowered modes when taking off with thrust.

Ускорение самолета и скорость сдува вихревого шнура определяют с учетом влияния встречной составляющей скорости ветра.The acceleration of the aircraft and the speed of blowing the vortex cord is determined taking into account the influence of the oncoming component of the wind speed.

Кроме того, оптимальный пониженный режим СУ выбирают как минимально возможный пониженный режим, удовлетворяющий ограничениям на увеличение времени и длины пути разбега в диапазоне пониженных режимов с нижним пределом для пониженного режима в виде либо режима малого газа либо предельного пониженного режима, обеспечивающего отсутствие вихревого засасывания посторонних предметов, либо пониженного режима, соответствующего безусловному минимуму вероятности вихревого засасывания ПП, приходящейся на один взлет, в зависимости от того, на котором из указанных пониженных режимов частота вращения роторов выше всего.In addition, the optimal reduced SU mode is chosen as the lowest possible reduced mode, satisfying the restrictions on increasing the take-off time and length of the take-off path in the range of reduced modes with a lower limit for the reduced mode in the form of either a low-gas mode or a maximum reduced mode, ensuring the absence of vortex suction of foreign objects , or a reduced mode corresponding to the unconditional minimum probability of vortex suction of PP per one take-off, depending on otor of these reduced modes, the rotor speed is highest.

Более того, для силовой установки самолета, имеющей более одного маршевого авиадвигателя, характеризующейся различными значениями скорости сдува вихревого шнура при одних и тех же режимах работы авиадвигателей, скорости сдува вихревого шнура силовой установки определяют в расчете на худший случай по тому маршевому авиадвигателю, у которого скорость сдува вихревого шнура наибольшая.Moreover, for a power plant of an aircraft having more than one marching aircraft engine, characterized by different values of the speed of blowing the vortex cord under the same operating modes of aircraft engines, the speed of blowing the vortex cord of the power plant is determined based on the worst case using the marching aircraft engine at which speed blowing the vortex cord the greatest.

Для осуществления взлета «с додачей» тяги при оптимальных значениях его кинематических параметров летчику сообщают расчетные значения частот вращения роторов авиадвигателей, соответствующих пониженному режиму работы СУ, и соответствующие ему значения времени и длины пути движения на этом пониженном режиме, обеспечивающие минимальную вероятность вихревого засасывания ПП, приходящуюся на один взлет, при соблюдении ограничений на время и длину пути разбега самолета при взлете и на диапазон допустимых пониженных режимов.To take off with a thrust in the case of optimal kinematic parameters, the pilot is informed of the calculated rotational speeds of aircraft engine rotors corresponding to the reduced SU mode of operation, and the corresponding values of the time and length of the travel path in this reduced mode, which ensure the minimum probability of PP vortex suction, per take-off, subject to restrictions on the time and length of the take-off run of the aircraft during take-off and on the range of permissible reduced modes.

Предлагаемый способ поясняется следующей фиг.1, на которой приведен пример совместного протекания по времени τ скорости самолета Vs и скорости сдува вихревого шнура VSD при расчетных оптимальных значениях кинематических параметров взлета «с додачей» тяги, где пониженный режим работы СУ обозначен цифрой - 1, режим приемистости - 2, максимальный режим - 3. Пример совместного протекания по времени скоростей VS и VSD согласно прототипу приводится для сравнения на фиг.2.The proposed method is illustrated by the following figure 1, which shows an example of the joint flow of the aircraft speed Vs and the velocity of the vortex cord blowing SD V over time τ at the calculated optimal values of the kinematic parameters of take-off with "thrust", where the reduced operating mode of the SU is indicated by the number - 1, pick-up mode - 2, maximum mode - 3. An example of the joint flow of time over time speeds V S and V SD according to the prototype is given for comparison in figure 2.

Способ осуществляется следующим образом.The method is as follows.

Предварительно проводят стендовые испытания авиадвигателя и исследования модели самолета в аэродинамической трубе. Для оптимизации кинематических параметров взлета осуществляют математическое моделирование динамики разбега самолета и изменения режимов работы СУ на комплексной математической модели «двигатель + самолет». Определяют зависимости параметров режима приемистости СУ и самолета от времени: изменение тяги СУ, расхода воздуха на режиме, скорости сдува вихрей и скорости движения самолета, соответствующие определенным значениям скорости движения самолета V1 в момент начала приемистости СУ. Для каждого пониженного режима и разных значений скорости движения V1 самолета в момент начала приемистости сравнивают зависимости изменения скорости движения модели самолета VS(τ) и скорости сдува вихревых шнуров VSD(τ) от времени. Для каждого значения величины скорости V1 в пределах своего отрезка времени режима приемистости СУ определяют минимальные значения разности VS-VSD между величинами скорости движения самолета VS и скорости сдува VSD, подбирают оптимальное значение скорости движения модели самолета V1 таким, чтобы минимальное значение разности VS-VSD равнялось нулю в процессе приемистости СУ, т.е. подбирают V1 таким образом, чтобы на режиме приемистости выполнялось неравенство, переходящее в равенство в диапазоне времени τ1-τ2:Preliminary conduct bench tests of the aircraft engine and research of the aircraft model in the wind tunnel. To optimize the kinematic parameters of take-off, mathematical modeling of the dynamics of the takeoff run of the aircraft and changes in the operating modes of the control system on the complex mathematical model “engine + airplane” is carried out. The time dependences of the parameters of the SU and the aircraft’s throttle response are determined: change in the thrust of the SU, the air flow in the mode, the vortex blowing speed and the airplane’s speed, corresponding to certain values of the airplane’s speed V 1 at the moment the SU’s pickup begins. For each reduced mode and different values of the speed of the aircraft V 1 at the moment of pick-up, the time dependence of the change in the speed of the aircraft model V S (τ) and the swirl velocity of the vortex cords V SD (τ) are compared. For each value of the velocity value V 1 , within its interval of time of the SU pickup mode, the minimum values of the difference V S -V SD between the values of the aircraft speed V S and the blowing speed V SD are determined, the optimal value of the aircraft model velocity V 1 is selected so that the minimum the value of the difference V S -V SD was equal to zero in the process of pickup SU, i.e. choose V 1 so that the pick-up mode satisfies the inequality, which turns into equality in the time range τ 1 -τ 2 :

(VS(τ)-VSD(τ))≥0,(V S (τ) -V SD (τ)) ≥0,

где τ1 - время начала приемистости и конца пониженного режима работы СУ,where τ 1 - the time of the beginning of the throttle response and the end of the reduced operating mode SU

τ2 - время конца режима приемистости СУ и начала максимального режима работы СУ.τ 2 is the time of the end of the pickup mode of the control system and the beginning of the maximum operation mode of the control system.

По оптимальным рассчитанным значениям V1 определяют значения времени τ01 и длины пути l01 движения на пониженных режимах работы СУ как определенные численные интегралы по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V1 от величин 1/a s и Vs/a s, где a s - ускорение самолета на пониженных режимах.The optimal calculated values of V 1 determine the values of the time τ 01 and the path length l 01 of the movement at reduced operating modes of the control system as certain numerical integrals over the speed within the bounding limits Vs = 0 and Vs = V1 of the values 1 / a s and Vs / a s , where a s is the acceleration of the aircraft in low modes.

В ограничивающих пределах от скорости Vs=V1 до скорости Vs=V2 определяют на комплексной математической модели значение времени режимов приемистости как разности τ12=τ2-τ1. По значениям времени τ01 и τ12 вычисляют значения времени движения τ02 от момента страгивания до момента выхода СУ на максимальный режим как суммы τо2=τ01+τ12. Определяют на комплексной математической модели для оптимальных рассчитанных значений V1 изменения по времени скорости движения самолета Vs(τ) на режимах приемистости, в том числе значения скорости Vs=V2 в момент выхода СУ на максимальный режим, вычисляют значения длины пути движения самолета l12, проходимого на режимах приемистости при увеличении скорости от Vs=V1 до Vs=V2, как определенные численные интегралы по времени от величины скорости Vs(τ) в ограничивающих пределах от τ1 до τ2, определяют значения длины пути l02, проходимого самолетом при увеличении скорости от Vs=0 до Vs=V2, как суммы l02=l01+l02. Вычисляют значения времени τ02мах и длины пути движения самолета l02мах на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости от Vs=0 до Vs=V2, как определенные численные интегралы от величин 1/a s и Vs/a s, по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V2, вычисляют минимальные, соответствующие оптимальным значениям V1, значения увеличения времени Δτ как разности между значениями τ02 и значениями времени движения на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости в пределах от Vs=0 до Vs=V2: Δτ=τ02-τ02мах, а минимальные значения увеличения длины пути движения Δl - как разности между значениями l02 и значениями длины пути движения на максимальном режиме работы СУ l02мах при изменении скорости в тех же пределах:Within the limiting limits from the speed Vs = V 1 to the speed Vs = V 2 , the time of the pick-up modes is determined on the complex mathematical model as the difference τ 12 = τ 2 -τ 1 . The values of the time τ 01 and τ 12 calculate the values of the travel time τ 02 from the moment of stragging to the moment the control system reaches its maximum mode as the sum τ о2 = τ 01 + τ 12 . Using a complex mathematical model for the optimal calculated values of V 1, changes in time of the aircraft speed Vs (τ) at the throttle response modes are determined, including the speed Vs = V 2 at the moment the control system reaches its maximum mode, the values of the aircraft path length l 12 are calculated , which is traversed in pick-up modes with increasing speed from Vs = V 1 to Vs = V 2 , as certain numerical time integrals of the velocity Vs (τ) in the limiting range from τ 1 to τ 2 determine the path length l 02 traveled by plane As the speed increases from Vs = 0 to Vs = V 2 , as the sum l 02 = l 01 + l 02 . The values of time τ 02max and the path length of the aircraft l 02max are calculated at the maximum SU operation mode when the speed changes from Vs = 0 to Vs = V 2 , as certain numerical integrals from the values 1 / a s and Vs / a s , with respect to the speed limiting the limits Vs = 0 and Vs = V 2 , calculate the minimum values corresponding to the optimal values of V 1 the time increase Δτ as the difference between the values of τ 02 and the values of the time of movement at the maximum operating mode of the SU when the speed varies from Vs = 0 to Vs = V 2: Δτ = τ 02 -τ 02mah and minimum values of increasing length s movement path Δl - as the difference between the values of 02 and l values of the length of the path of movement at a maximum operation mode SU l 02mah when changing speed in the same range:

Δl=l02-l02мах.Δl = l 02 -l 02max .

По полученным значениям Δτ, Δl, различным для различных пониженных режимов, судят о соответствии значений времени и длины пути разбега самолета заданным ограничениям и о допустимости использования тех или иных пониженных режимов при взлете «с додачей» тяги.According to the obtained values of Δτ, Δl, which are different for various lowered modes, they judge whether the values of the time and the length of the takeoff run of the aircraft meet the specified restrictions and the permissibility of using certain lowered modes when taking off with thrust.

Ускорение самолета и скорость сдува вихревого шнура определяют с учетом влияния встречной составляющей скорости ветра.The acceleration of the aircraft and the speed of blowing the vortex cord is determined taking into account the influence of the oncoming component of the wind speed.

Кроме того, оптимальный пониженный режим СУ выбирают как минимально возможный пониженный режим, удовлетворяющий ограничениям на увеличение времени и длины пути разбега в диапазоне допустимых пониженных режимов с нижним пределом для пониженного режима в виде либо режима малого газа либо предельного пониженного режима, обеспечивающего отсутствие вихревого засасывания посторонних предметов, либо пониженного режима, соответствующего безусловному минимуму вероятности вихревого засасывания ПП, приходящейся на один взлет, в зависимости от того, на котором из указанных пониженных режимов частота вращения роторов выше всего.In addition, the optimal reduced SU mode is chosen as the lowest possible reduced mode, satisfying the restrictions on increasing the run time and length of the take-off path in the range of acceptable reduced modes with a lower limit for the reduced mode in the form of either a low-gas mode or a maximum reduced mode, which ensures that there are no vortex suction of extraneous objects, or a reduced mode corresponding to an unconditional minimum probability of vortex suction of PP falling on one take-off, depending ie the one on which of said low speed rotor regimes is highest.

Более того, для силовой установки самолета, имеющей более одного маршевого авиадвигателя, характеризующихся различными значениями скорости сдува вихревого шнура при одних и тех же режимах работы авиадвигателей, скорости сдува вихревого шнура силовой установки определяют в расчете на худший случай по тому маршевому авиадвигателю, у которого скорость сдува вихревого шнура наибольшая.Moreover, for a power plant of an aircraft having more than one marching aircraft engine, characterized by different values of the speed of blowing the vortex cord under the same operating modes of aircraft engines, the speed of blowing the vortex cord of the power plant is determined based on the worst case using the marching aircraft engine at which speed blowing the vortex cord the greatest.

Для осуществления взлета «с додачей» тяги при оптимальных значениях его кинематических параметров летчику сообщают расчетные значения частот вращения роторов авиадвигателей, соответствующих пониженному режиму работы СУ, и соответствующие ему значения времени и длины пути движения на этом пониженном режиме, обеспечивающие минимальную вероятность вихревого засасывания ПП, приходящуюся на один взлет, при соблюдении ограничений на время и длину пути разбега самолета при взлете и на диапазон пониженных режимов.To take off with a thrust in the case of optimal kinematic parameters, the pilot is informed of the calculated rotational speeds of aircraft engine rotors corresponding to the reduced SU mode of operation, and the corresponding values of the time and length of the travel path in this reduced mode, which ensure the minimum probability of PP vortex suction, per take-off, subject to restrictions on the time and length of the take-off run of the aircraft during take-off and in the range of reduced modes.

Значения времени τ01(c) и длины пути l01 (м) движения самолета на пониженном режиме работы СУ могут быть вычислены по значениям скорости его движения V1 в момент начала приемистости с помощью приближенных зависимостей:The values of time τ 01 (c) and the path length l 01 (m) of the aircraft’s movement in the reduced SU operation mode can be calculated from the values of its speed V 1 at the moment of the start of pick-up using approximate relationships:

Figure 00000001
Figure 00000001

где а 1 - ускорение самолета на пониженном режиме работы СУ в момент страгивания самолета с места (исполнительного) старта, м/с2.where a 1 - the acceleration of the aircraft at a reduced operating mode SU at the time of moving the aircraft from the place (executive) start, m / s 2 .

Увеличение скорости движения самолета Vs от Vs=0 до Vs=V1 требует для пониженного и максимального режимов работы СУ различных значений времени и длины пути движения самолета. Увеличение времени Δτ01 (с) и длины пути Δl01 (м) на пониженном режиме работы СУ по сравнению с максимальным режимом на участке движения от скорости Vs=0 до Vs=V1 можно вычислить с помощью приближенных аналитических выражений:The increase in the speed of the aircraft V s from V s = 0 to V s = V 1 requires for the reduced and maximum operating modes of the CS different values of the time and path length of the aircraft. An increase in the time Δτ 01 (s) and the path length Δl 01 (m) in the reduced operating mode of the control system compared to the maximum mode in the driving section from the speed V s = 0 to V s = V 1 can be calculated using approximate analytical expressions:

Figure 00000002
Figure 00000002

где а 2 - ускорение самолета на максимальном режиме работы СУ в момент страгивания с места старта, м/с2.where a 2 is the acceleration of the aircraft at the maximum operating mode of the SU at the time of breaking from the start, m / s 2 .

Идеальный результат применения взлета «с додачей» тяги как эксплуатационного способа защиты авиадвигателей от вихревого засасывания ПП - это когда полностью исключена возможность вихревого засасывания ПП. Применение способа защиты считается эффективным, если вероятность вихревого засасывания ПП, приходящаяся на один взлет, снижается на порядок. Снижение вероятности вихревого засасывания ПП можно характеризовать количественно коэффициентом снижения КР12, равным отношению вероятности вихревого засасывания ПП при взлете «с додачей» тяги к вероятности вихревого засасывания ПП при взлете на максимальном режиме работы маршевых авиадвигателей. Коэффициент снижения вероятности вихревого засасывания ПП КР12(б/р), приходящейся на один взлет, можно приближенно вычислить с помощью формулы:The ideal result of the take-off take-off thrust as an operational way of protecting aircraft engines from the vortex suction of PP is when the possibility of vortex suction of the PP is completely ruled out. The use of the protection method is considered effective if the probability of vortex suction of PP falling on one take-off is reduced by an order of magnitude. The decrease in the probability of vortex suction of PP can be characterized quantitatively by a reduction coefficient K P12 , equal to the ratio of the probability of vortex suction of PP during take-off “with delivery” of thrust to the probability of vortex suction of PP during take-off at maximum operation of marching aircraft engines. The coefficient of reduction in the probability of vortex suction of PP K P12 (b / p) per one take-off can be approximately calculated using the formula:

Figure 00000003
Figure 00000003

где VSDW 1, VSD 1 и VSDW 2, VSD 2 - скорость сдува вихря (вихревого шнура) на пониженном и максимальном режимах работы авиадвигателя относительно воздуха и относительно земли (с индексом (…)W и без этого индекса), м/с.where V SDW 1 , V SD 1 and V SDW 2 , V SD 2 - blowing speed of the vortex (vortex cord) at the reduced and maximum operating modes of the aircraft engine relative to air and relative to the ground (with index (...) W and without this index), m /from.

Если вихревое засасывание ПП при взлете «с додачей» тяги исключено, то КР12=0. Скорость сдува вихря VSDW или VSD - это скорость движения самолета на границе сдува вихря встречным потоком воздуха. Согласно имеющимся на сегодняшний день сведениям воздушная (относительно воздуха) скорость сдува вихревого шнура существенным образом зависит от режима работы авиадвигателя и с учетом встречной составляющей скорости ветра должна вычисляться по формуле:If the vortex suction of PP during takeoff "with delivery" of thrust is excluded, then K P12 = 0. Vortex blow-off speed V SDW or V SD is the speed of an airplane moving at the boundary of a vortex blow-off by an oncoming air stream. According to current information, the air (relative to air) blowing speed of the vortex cord substantially depends on the operating mode of the aircraft engine and, taking into account the oncoming component of the wind speed, should be calculated by the formula:

Figure 00000004
Figure 00000004

где AF - коэффициент формы воздухозаборника авиадвигателя, (б/р);where A F is the coefficient of the shape of the air intake of the aircraft engine, (b / r);

σВХ - коэффициент восстановления полного давления в воздухозабонике, (б/р);σ BX - coefficient of restoration of the total pressure in the air intake, (b / r);

Figure 00000005
- расход воздуха через авиадвигатель при рассматриваемых атмосферных условиях, кг/с;
Figure 00000005
- air flow through the aircraft engine under the considered atmospheric conditions, kg / s;

Figure 00000006
- размерная постоянная размерной плотности, кг/м3;
Figure 00000006
- dimensional constant of dimensional density, kg / m 3 ;

Н - высота расположения оси воздухозаборника авиадвигателя над поверхностью ВПП, м. Скорость движения самолета относительно воздуха VSW равна скорости относительно земли VS, увеличенной (аддитивно) на встречную составляющую скорости ветра VW (м/с). Соответственно, скорость сдува вихревого шнура VSD относительно земли равна скорости сдува относительно воздуха VSDW, уменьшенной на VW:H is the height of the axis of the aircraft engine’s air intake above the runway surface, m. The aircraft’s speed relative to air V SW is equal to the speed relative to the ground V S , increased (additively) by the oncoming component of the wind speed V W (m / s). Accordingly, the blowing speed of the vortex cord V SD relative to the ground is equal to the blowing speed relative to air V SDW , reduced by V W :

Figure 00000007
Figure 00000007

Коэффициент 2,3 в фюрмуле для скорости сдува VSDW был получен в свое время Кизимом В.Я. (ЛИИ, 1983 г.) по результатам ветрового обдува неподвижного воздухозаборника авиадвигателя. Встречная составляющая скорости ветра неравномерна по высоте и убывает с приближением к поверхности аэродромного покрытия до нуля. Встречная составляющая скорости набегающего на воздухозаборник воздушного потока, обусловленная движением самолета по земле, равномерна по высоте. Поэтому вполне возможно значения скоростей сдува вихревого шнура (и VSDW и VSD), полученные с помощью уточненной методики на движущемся самолете, окажутся меньше, чем это следует из (04).The coefficient 2.3 in the furl for the blowing speed V SDW was obtained at one time by Kizim V.Ya. (LII, 1983) according to the results of wind blowing of the stationary air intake of an aircraft engine. The oncoming component of the wind speed is uneven in height and decreases with approaching the surface of the airfield coating to zero. The oncoming component of the speed of the air flow incident on the air intake, due to the movement of the aircraft on the ground, is uniform in height. Therefore, it is quite possible that the values of the vortex-line blow-off speeds (both V SDW and V SD ) obtained using the updated technique on a moving airplane will turn out to be lower than it follows from (04).

Приближенные формулы (01) и (02) имеют достаточно точные аналоги, в которых вместо значений ускорения а 1 и а 2 используются определенным образом усредненные по скорости значения ускорения самолета на пониженном (индекс α PON) и максимальном (индекс α MAX) режимах работы его силовой установки:The approximate formulas (01) and (02) have fairly accurate analogs in which instead of the acceleration values a 1 and a 2 , the speed averaging values of the aircraft are used in a certain way at lower ( α PON index) and maximum ( α MAX index) operating modes power plant:

Figure 00000008
Figure 00000008

Индексы (…)T и (…)L относятся к аналогам верхних (для времени) и нижних (для длины пути) формул из (01) и (02). Значение скорости движения самолета VS=V1 в момент начала режима приемистости СУ заметно влияет на усредненные значения ускорения не только на отрезке значений скорости от VS=0 до VS=V1 (пониженный режим), но также и на режиме приемистости, когда время (при взлете «с додачей» тяги) увеличивается от τ=τ1 до τ=τ2 на величину времени (частичной) приемистости τ12=τ2-τ1, скорость движения возрастает от VS=V1 до VS=V2, а режим работы силовой установки увеличивается с пониженного до максимального.The indices (...) T and (...) L relate to the analogues of the upper (for time) and lower (for the path length) formulas from (01) and (02). The value of the aircraft speed V S = V 1 at the moment of the start of the SU pickup mode noticeably affects the average acceleration values not only in the range of speed values from V S = 0 to V S = V 1 (lowered mode), but also in the pickup mode, when the time (at takeoff “with delivery” of thrust) increases from τ = τ 1 to τ = τ 2 by the time of (partial) throttle response τ 12 = τ 2 -τ 1 , the speed increases from V S = V 1 to V S = V 2 , and the power plant operating mode increases from lowered to maximum.

Для увеличения скорости движения самолета от VS=V1 до VS=V2 на максимальном режиме работы СУ требуется меньшее время и меньшая длина пути движения, чем при работе СУ на приемистости. Значения увеличения времени Δτ12 (с) и длины пути Δl12 (м) движения самолета на режиме приемистости составляют:To increase the speed of the aircraft from V S = V 1 to V S = V 2 at the maximum operating mode of the control system, less time and a shorter path are required than when the control system operates at acceleration. The values of the increase in time Δτ 12 (s) and path length Δl 12 (m) of the aircraft movement at the throttle response mode are:

Figure 00000009
Figure 00000009

где α V12 и α L12 - определенным образом усредненные по времени значения ускорения самолета на режиме приемистости СУ, м/с2;where α V12 and α L12 are, in a certain way, time-averaged values of the acceleration of the aircraft at the control speed of the control system, m / s 2 ;

α MAX T12 и α MAX L12 - усредненные по скорости значения ускорения самолета на максимальном режиме работы СУ, аналогичные величинам α MAX T01 и α MAX L01 с той разницей, что вместо диапазона скоростей [0, V1] для усреднения используется диапазон [V1, V2]. При этом: α MAX T 12 and α MAX L12 are the speed-averaged acceleration values of the aircraft at the maximum control mode, similar to α MAX T01 and α MAX L01 with the difference that instead of the speed range [0, V 1 ], the range [V 1 , V 2 ]. Wherein:

Figure 00000010
Figure 00000010

Зависимость ускорения самолета α PRI(τ) (м/с2) от времени τ (с) на режиме приемистости может быть получена численным моделированием на комплексной математической модели «силовая установка + самолет» или в натурном эксперименте.The dependence of aircraft acceleration α PRI (τ) (m / s 2 ) on time τ (s) at the acceleration mode can be obtained by numerical simulation on a complex mathematical model “power plant + airplane” or in a full-scale experiment.

Увеличение времени Δτ (с) и длины пути Δl (м) движения самолета, обусловленное применением взлета «с додачей» тяги СУ, по сравнению с взлетом на режиме максимальной тяги получаются в виде сумм:The increase in the time Δτ (s) and the path length Δl (m) of the aircraft’s movement due to the use of take-off “with delivery” of SU thrust, compared with take-off at maximum thrust, are obtained in the form of the sums:

Figure 00000011
Figure 00000011

Затраты времени и длины пути движения на дальнейшее увеличение скорости самолета от VS=V2 и выше для взлета «с додачей» такие же, как и для взлета на максимальном режиме, поскольку теперь и там и тут СУ работает на максимале. Поэтому равенства (09) дают окончательные значения увеличения времени и длины пути разбега при взлете «с додачей» тяги.The time and length of the flight path for a further increase in aircraft speed from V S = V 2 and higher for take-off with a take-off is the same as for take-off at maximum speed, since now and there the SU is operating at maximum. Therefore, equalities (09) give the final values of the increase in the time and the length of the take-off path during takeoff “with the delivery” of thrust.

Если пренебречь влиянием скорости движения самолета на тягу СУ, а также пренебречь аэродинамическим сопротивлением самолета в рассматриваемом диапазоне скоростей 0≤VS≤V2, тоIf we neglect the influence of the speed of the aircraft on the thrust of the SU, as well as neglect the aerodynamic drag of the aircraft in the considered speed range 0≤V S ≤V 2 , then

Figure 00000012
Figure 00000012

Если к тому же допустить, что на режиме частичной приемистости ускорение самолета α PRI(τ) возрастает линейно по времени от α 1 до α 2 тоIf, moreover, it is assumed that in the partial throttle response mode the acceleration of the aircraft α PRI (τ) increases linearly in time from α 1 to α 2, then

Figure 00000013
Figure 00000013

И тогда в качестве приближенных аналитических выражений для увеличения времени Δτ и длины пути Δl имеем:And then, as approximate analytical expressions for increasing the time Δτ and the path length Δl, we have:

Figure 00000014
Figure 00000014

К моменту выхода силовой установки на максимальный режим работы при взлете «с додачей» тяги самолет достигает скорости движения V2, проходит при этом путь l02 за время τ02, которые можно вычислить по формулам:By the time the power plant reaches its maximum operating mode during take-off with “throttle” thrust, the aircraft reaches a speed of movement V 2 , and at the same time passes the path l 02 during the time τ 02 , which can be calculated using the formulas

Figure 00000015
Figure 00000015

Представленные выше количественные соотношения показывают, что скорость движения самолета V1 в момент начала режима приемистости при взлете «с додачей» тяги является ключевым параметром, определяющим целый ряд величин: время и длину пути движения на пониженном режиме работы СУ, увеличение времени и длины пути движения самолета, обусловленное применением взлета «с додачей» тяги, а также скорость движения самолета в момент выхода СУ на максимальный режим, время и длину пути движения, затраченные для достижения этой скорости.The quantitative ratios presented above show that the speed of the aircraft V 1 at the start of the pick-up mode during take-off with “thrust” is a key parameter that determines a number of variables: the time and length of the flight path at a reduced operating mode of the SU, the increase in time and length of the flight path aircraft, due to the use of take-off thrust take-off, as well as the speed of the aircraft at the time the SU reaches the maximum mode, time and length of the path taken to achieve this speed.

Выбор значения V1, равного скорости сдува VSDmax, минимизирует вероятность вихревого засасывания ПП, т.е. понижает вероятность вихревого засасывания ПП, приходящуюся на один взлет, до минимально возможного значения при заданном пониженном режиме работы СУ. Однако у такого способа взлета «с додачей» тяги имеется недостаток - минимизация вероятности вихревого засасывания ПП производится не самым экономным способом. Увеличение времени и длины пути разбега самолета, обусловленное применением взлета «с додачей» тяги, превышает минимально возможное увеличение времени и длины пути разбега, обеспечивающее минимальную вероятность вихревого засасывания ПП при заданном пониженном режиме работы СУ и последующем переводе ее на максимальный режим с помощью автомата (контура) приемистости. Автомат (контур) приемистости является составной частью системы автоматического регулирования авиадвигателя.The choice of the value of V 1 equal to the blowing speed V SDmax minimizes the likelihood of vortex suction of PP, i.e. reduces the likelihood of vortex suction of PP per one take-off to the minimum possible value for a given reduced operating mode of the CS. However, there is a drawback to this type of take-off thrust take-off - minimization of the probability of vortex suction of PP is not the most economical way. The increase in the time and length of the take-off run of the aircraft, due to the use of take-off take-off, exceeds the minimum possible increase in the time and length of the take-off run, which ensures the minimum likelihood of vortex suction of PP at a given reduced operating mode of the CS and its subsequent transfer to the maximum mode using the machine ( circuit) pick-up. The throttle response (circuit) is an integral part of the aircraft engine automatic control system.

В предлагаемом способе сравнивают различные зависимости скорости движения самолета VS и скорости сдува вихревых шнуров VSD от времени на режимах приемистости, полученные (зависимости) при различных значениях скорости движения самолета V1. Для каждого значения величины скорости V1 в пределах своего отрезка времени режима приемистости определяют минимальное значение разности между величинами скорости движения самолета VS и скорости сдува VSD, т.е. значение величины min(VS(τ)-VSD(τ)), τ1≤τ≤τ2, и таким образом получают пары узловых значений аргумента (V1) и функции (min(VS-VSD)). По мере необходимости дополняют эти пары узловых значений парами новых узловых значений вблизи значения min(VS-VSD), равного нулю, для которых:The proposed method compares various dependences of the speed of the aircraft V S and the blowing speed of the vortex cords V SD versus time at the throttle response modes obtained (dependencies) for various values of the speed of the aircraft V 1 . For each value of the velocity value V 1 , within the limits of its time interval of the throttle response mode, the minimum value of the difference between the values of the aircraft speed V S and the blowing speed V SD is determined, i.e. the value of min (V S (τ) -V SD (τ)), τ 1 ≤τ≤τ 2 , and thus pairs of nodal values of the argument (V 1 ) and function (min (V S -V SD )) are obtained. As necessary, supplement these pairs of nodal values with pairs of new nodal values near min (V S -V SD ), which is zero, for which:

Figure 00000016
Figure 00000016

и, наконец, определяют значение скорости движения самолета V1, соответствующее выполнению условия (14) - неравенства, переходящего в равенство, т.е. в котором упомянутый минимум обращается в нуль, см. табл.1, в которой представлены исходные данные для выбора значений V1, см. табл.2, в которой представлены результаты расчета, используемые при выборе оптимального пониженного режима.and, finally, determine the value of the speed of the aircraft V 1 corresponding to the fulfillment of condition (14) - the inequality that becomes equality, i.e. in which the aforementioned minimum vanishes, see Table 1, which presents the initial data for choosing the values of V 1 , see Table 2, which presents the calculation results used when choosing the optimal reduced mode.

Таблица 1Table 1 №No. αα 1 (м/с)1 (m / s) αα 2 (м/с)2 (m / s) τ12 (с)τ 12 ( s ) VSD1 V SD1 VSD2 V SD2 V1 V 1 min(VS-VSD)min (V S -V SD ) 1one 1one 66 4four 1010 20twenty 1010 -0,9-0.9 22 1one 66 4four 1010 20twenty 10,910.9 00 33 1one 66 4four 1010 20twenty -12-12 +1,1+1.1 4four 1,51,5 66 33 12,812.8 20twenty 1212 -1,07-1.07 55 1,51,5 66 33 12,812.8 20twenty 13,0713.07 00 66 1,51,5 66 33 12,812.8 20twenty 14fourteen 0,930.93 77 22 66 22 15fifteen 20twenty 14fourteen -1,0625-1.0625 88 22 66 22 15fifteen 20twenty 15,062515.0625 00 99 22 66 22 15fifteen 20twenty 1616 0,93750.9375

Таблица 2table 2 №No. τ01, (с) τ 01 , ( s) l01 (м)l 01 ( m ) αα 1one (м/c)(m / s) V1 (м/с) V 1 (m / s) Кр12 Cr 12 Δτ (с)Δτ ( s ) Δl (м)Δl ( m ) 1one 10,910.9 59,459,4 1one 10,910.9 0,0470,047 10,7510.75 72,6772.67 22 8,718.71 56,9456.94 1,51,5 13,0713.07 0,1760.176 7,667.66 60,3660.36 33 7,537.53 56,7256.72 22 15,062515.0625 0,40.4 5,685.68 50,5250.52

При учете ограничений α 1≥1 м/c2, Δτ≤10 с, Δl≤100 м оптимальные парметры взлета «с додачей» тяги получаются соответствующими 2-й строке табл.2.When taking into account the limitations α 1 ≥1 m / s 2 , Δτ≤10 s, Δl≤100 m, the optimal parameters of takeoff “with delivery” of thrust are obtained corresponding to the 2nd line of Table 2.

Минимизация увеличения времени и длины пути разбега самолета при условии минимума вероятности вихревого засасывания ПП достигается тем, что в качестве значения скорости движения самолета V1 в момент начала перевода режима работы силовой установки с пониженного на максимальный используют значение V1, соответствующее неравенству (14), т.е. соответствующее нулевому значению минимальной на режиме приемистости разности между скоростью движения самолета и скоростью сдува вихревого шнура.Minimizing the increase in the time and length of the take-off run of the aircraft under the condition that the probability of vortex suction of the PP is minimized is achieved by using the value of V 1 corresponding to the inequality (14) as the value of the aircraft’s speed V 1 at the time of starting the transfer of the power plant operation mode from low to high those. corresponding to the zero value of the minimum in the pick-up mode, the difference between the speed of the aircraft and the speed of blowing the vortex cord.

В качестве уточнения можно добавить, что исходные наборы зависимостей VS(τ), VSD (τ) и соответствующих им значений V1 должны соответствовать одним и тем же атмосферным условиям, одним и тем же значениям скорости и направления ветра, одному и тому же пониженному режиму работы авиадвигателей, одному и тому же весу самолета и т.п. Полученное в итоге оптимальное значение V1 и соответствующие ему минимальные значения увеличения времени и длины пути движения самолета будут соответствовать исходным атмосферным и ветровым условиям, исходному пониженному режиму работы авиадвигателей и т.п.As a refinement, we can add that the initial sets of dependences V S (τ), V SD (τ) and the corresponding values of V 1 must correspond to the same atmospheric conditions, the same values of wind speed and direction, the same reduced operation of aircraft engines, the same weight of the aircraft, etc. The resulting optimal value of V 1 and the corresponding minimum values for increasing the time and path length of the aircraft will correspond to the initial atmospheric and wind conditions, the initial reduced operating mode of aircraft engines, etc.

Увеличение встречной составляющей скорости ветра уменьшает скорость сдува вихревых шнуров VSD (относительно земли), а вслед за ней - оптимальную скорость движения самолета V1 в момент начала режима приемистости авиадвигателей, минимальное увеличение времени и длины пути разбега самолета, а также время и длину пути движения на пониженном режиме работы. Определяемое предлагаемым способом значение скорости V1 (см. фиг.1), соответствующее началу режима приемистости, так же как и определяемое по способу-прототипу, обеспечивает сдув вихревого шнура не позже, чем начинается режим приемистости, отсутствие вихревого шнура на режиме приемистости и его отсутствие в дальнейшем, на максимальном режиме работы маршевых авиадвигателей. Вероятность вихревого засасывания ПП получается такая же, как при способе-прототипе - минимально возможная для используемого пониженного режима работы маршевых авиадвигателей. Однако не в ущерб снижению вероятности вихревого засасывания ПП режим приемистости начинается всегда на меньшей скорости движения самолета, чем в случае применения способа-прототипа. Соответственно значения увеличения времени и длины пути разбега самолета при его взлете получаются всегда меньше, чем в случае способа-прототипа. Это «всегда» обусловлено тем, что авиадвигатель переходит с пониженного на максимальный режим работы всегда не мгновенно, время переходного процесса всегда конечно. Темп нарастания режима работы авиадвигателя в процессе приемистости задается автоматом (контуром) приемистости авиадвигателя с целью обеспечения его газодинамической устойчивости. В процессе приемистости возрастает скорость сдува вихревого шнура и продолжает возрастать скорость движения самолета. В момент начала режима приемистости рекомендуемая предлагаемым способом скорость движения самолета VS=V1 равна или больше, чем скорость сдува на пониженном режиме, но меньше, чем скорость сдува на максимальном режиме работы авиадвигателей:An increase in the oncoming component of the wind speed decreases the blow-off speed of the vortex cords V SD (relative to the ground), and after it - the optimal speed of the aircraft V 1 at the start of the throttle response of aircraft engines, the minimum increase in the time and length of the take-off run of the aircraft, as well as the time and length of the path movement in reduced operation mode. The value of speed V 1 determined by the proposed method (see FIG. 1), corresponding to the beginning of the throttle response mode, as well as determined by the prototype method, ensures blowing of the vortex cord no later than the throttle response mode begins, the absence of a vortex cord in the throttle response mode and its absence in the future, at maximum operating mode of marching aircraft engines. The probability of vortex suction of PP turns out to be the same as with the prototype method - the minimum possible for the reduced operating mode of marching aircraft engines used. However, without prejudice to reducing the likelihood of vortex suction of PP, the throttle response mode always starts at a lower speed of the aircraft than in the case of the prototype method. Accordingly, the values of the increase in the time and length of the take-off run of the aircraft during its take-off are always less than in the case of the prototype method. This "always" is due to the fact that the aircraft engine goes from a reduced to a maximum operating mode is not always instantaneous, the transition process is always finite. The rate of increase of the aircraft engine operating mode during the throttle response is specified by the automatic throttle response (circuit) of the aircraft engine in order to ensure its gas-dynamic stability. In the process of pick-up, the swirl velocity of the vortex line increases and the speed of the aircraft continues to increase. At the moment of the start of the throttle response mode, the speed of the aircraft recommended by the proposed method V S = V 1 is equal to or greater than the blowing speed in the reduced mode, but less than the blowing speed at the maximum operating mode of aircraft engines:

Figure 00000017
Figure 00000017

В момент выхода на максимальный режим работы скорость движения самолета VS равна или больше скорости сдува вихревого шнура на максимальном режиме:At the time of reaching the maximum operating mode, the aircraft speed V S is equal to or greater than the speed of blowing of the vortex cord at the maximum mode:

Figure 00000018
Figure 00000018

т.е. равна или больше, чем скорость, задаваемая прототипом в качестве скорости движения самолета V1 в момент начала приемистости.those. equal to or greater than the speed specified by the prototype as the speed of the aircraft V 1 at the start of pickup.

Если темп нарастания скорости сдува вихревых шнуров в процессе приемистости превышает ускорение самолета (в том числе и на максимальном режиме работы СУ), то согласно предлагаемому способу, взаимное равенство текущих (по времени) значений скорости движения самолета и скорости сдува вихревых шнуров достигается в самом конце режима приемистости. В другие моменты времени работы авиадвигателей на режиме приемистости текущая скорость движения самолета превышает текущую скорость сдува вихревых шнуров, в том числе и в момент начала приемистости, а также в последующие моменты времени продолжения разбега самолета на максимальном режиме работы СУ.If the rate of increase in the speed of blowing of vortex cords during the acceleration process exceeds the acceleration of the aircraft (including at the maximum operating mode of the SU), then according to the proposed method, mutual equality of the current (in time) values of the speed of the aircraft and the speed of blowing of vortex cords is achieved at the very end pickup mode. At other times when the aircraft engines are operating in the throttle response mode, the current speed of the aircraft exceeds the current blowing speed of the vortex cords, including at the time of the start of throttle response, as well as at subsequent moments in the continuation of the takeoff run at the maximum operating mode of the SU.

Если темп нарастания скорости сдува соответствует промежуточному значению между значениями ускорения самолета на пониженном и максимальном режимах работы авиадвигателей, то при использовании предлагаемого способа взаимное равенство текущих (по времени) значений скорости движения самолета и скорости сдува вихревых шнуров достигается где-то в промежутке между моментами начала и конца режима приемистости. В другие моменты времени работы СУ на режиме приемистости текущая скорость самолета превышает текущую скорость сдува. При продолжении разбега самолета на максимальном режиме работы авиадвигателей скорость движения самолета тем более превышает скорость сдува вихревых шнуров.If the rate of increase of the blow-off speed corresponds to an intermediate value between the values of the acceleration of the aircraft at the reduced and maximum operating modes of aircraft engines, then using the proposed method, the current (in time) values of the speed of the aircraft and the blow-off speed of the vortex cords are mutually equal somewhere between the start times and the end of the pickup mode. At other times when the control system is in the throttle response mode, the current speed of the aircraft exceeds the current speed of blowing. With the continuation of the run of the aircraft at the maximum operating mode of aircraft engines, the speed of the aircraft is even more than the speed of blowing vortex cords.

Если темп нарастания скорости сдува вихревых шнуров в процессе приемистости авиадвигателей меньше ускорения самолета, в том числе и на пониженном режиме их работы, то согласно предлагаемому способу скорость движения самолета в момент начала режима приемистости равна скорости сдува вихревых шнуров на пониженном режиме работы авиадвигателей. В остальные моменты времени на режиме приемистости и в дальнейшем на максимальном режиме работы авиадвигателей скорость движения самолета превышает скорость сдува вихревых шнуров.If the rate of increase in the speed of blowing of vortex cords during the throttle response of aircraft engines is less than the acceleration of the aircraft, including in a reduced mode of operation, then according to the proposed method, the speed of the aircraft at the moment of the start of the throttle response is equal to the speed of blowing of vortex cords in a reduced mode of operation of aircraft engines. At other time points at the throttle response mode and further at the maximum aircraft engine operating mode, the speed of the aircraft exceeds the speed of blowing vortex cords.

В этом случае скорость сдува вихревых шнуров превышает скорость движения самолета на протяжении всего времени работы авиадвигателей на пониженном режиме, за исключением момента конца пониженного режима, совпадающего с моментом начала режима приемистости. В этот момент разность между скоростью самолета и скоростью сдува изменяет свой знак на противоположный. Вихревые шнуры сдуваются и более не возникают. В первых двух других, описанных выше случаях, самолет разгоняется на пониженном режиме согласно предлагаемому способу до скорости сдува и еще некоторое время. Взаимное равенство текущих значений скорости движения самолета и скорости сдува достигается дважды. В первый момент кривые пересекаются между собой, и вихревые шнуры сдуваются до начала режима приемистости. Во второй момент (на режиме приемистости) кривые взаимно касаются. Вихревой шнур не возникает.In this case, the speed of blowing of the vortex cords exceeds the speed of the aircraft during the whole time the aircraft engines are operating in the reduced mode, except for the moment of the end of the reduced mode, which coincides with the moment of the start of the throttle response mode. At this moment, the difference between the speed of the aircraft and the speed of blowing changes its sign to the opposite. Vortex cords are blown away and no longer occur. In the first two other cases described above, the aircraft accelerates in a reduced mode according to the proposed method to the blowing speed and for some time. Mutual equality of the current values of the speed of the aircraft and the speed of blowing is achieved twice. At the first moment, the curves intersect with each other, and the vortex cords are blown off before the start of the throttle response mode. At the second moment (in the pick-up mode), the curves mutually touch. Swirl cord does not occur.

Во всех трех случаях исключается вихревое засасывание ПП на режиме приемистости и на максимальном режиме, в результате чего вероятность вихревого засасывания ПП, приходящаяся на один взлет, минимальна для рассматриваемого пониженного режима работы авиадвигателей. Соответственно, скорость движения самолета в момент начала режима приемистости, а также увеличение времени и длины пути разбега минимизированы при условии сдува вихревого шнура на приемистости и на максимальном режиме работы СУ.In all three cases, vortex suction of PP at the acceleration and maximum modes is excluded, as a result of which the likelihood of vortex suction of PP per one take-off is minimal for the considered reduced operating mode of aircraft engines. Accordingly, the speed of the aircraft at the time of the start of the throttle response mode, as well as an increase in the time and length of the take-off run, are minimized provided that the vortex cord is blown off at the throttle response and at the maximum operating mode of the control system.

Как показывают результаты расчетов, выполненных для тяжелого самолета с относительно высоко расположенными маршевыми авиадвигателями (ИЛ-76) и для самолета типа истребителя, взлет «с додачей» тяги по предлагаемому способу позволяет уменьшить по сравнению с прототипом увеличение времени разбега на 30%, а увеличение длины пути разбега - на 50%. Сравнение проводилось при одном и том же пониженном режиме, приводящем к одному и тому же снижению вероятности вихревого засасывания ПП (примерно в 12 раз).As the results of calculations performed for a heavy aircraft with relatively high marching aircraft engines (IL-76) and for a fighter-type aircraft show, take-off with a thrust by the proposed method can reduce the increase in take-off time by 30% compared to the prototype, and increase take-off run lengths - by 50%. The comparison was carried out under the same reduced mode, leading to the same decrease in the probability of vortex suction of PP (about 12 times).

Что касается способа взлета «с додачей» тяги, когда тяга СУ увеличивается непрерывно и постепенно с увеличением скорости движения самолета (упомянутый выше патент №2325307), то его реализация требует применения специальной программой системы автоматического регулирования приведенной частоты вращения роторов авиадвигателей от числа М движения самолета по ВПП. Для предлагаемого способа этого не требуется. Предлагаемый способ существенно проще в реализации. Применение непрерывного регулирования по скорости на тяжелых самолетах с близко расположенными к поверхности ВПП маршевыми авиадвигателями и их воздухозаборниками (таких, как Ту-204, RRJ, МС-21) может уменьшить время и длину пути разбега по сравнению с предлагаемым способом. Однако применение непрерывного регулирования на самолетах, имеющих достаточно высокую тяговооруженность, у которых маршевые двигатели работают в одинаковых в плане вихревого засасывания ПП условиях, не имеет преимуществ по сравнению с предлагаемым способом ни по снижению вероятности вихревого засасывания ПП, ни по увеличению времени, ни по увеличению длины пути разбега самолета при взлете. И в том и в другом способах скорость движения самолета в момент начала режима приемистости равна скорости сдува вихревых шнуров на пониженном режиме работы авиадвигателей. И нет никаких причин, чтобы пониженные режимы в том и другом случаях различались. Темп возрастания по времени режима работы авиадвигателей на приемистости - также одинаковый, поскольку и там и там ограничивается штатным автоматом (контуром в электронной системе РЭД) приемистости сверху по условию обеспечения газодинамической устойчивости компрессоров авиадвигателей. Более медленное увеличение режима только увеличивает время и длину пути разбега и неприемлемо. Таким образом усложнение конструкции, обусловленное применением непрерывного регулирования, не дает для таких самолетов никаких преимуществ. Более того, учет влияния встречной составляющей ветра при непрерывном регулировании требует независимого измерения на борту не только воздушной (относительно воздуха), но также и путевой (относительно земли) скорости движения самолета и соответствующего усложнения программы регулирования. В то время как в предлагаемом способе такой учет означает только изменение времени (длины пути) движения на пониженном режиме, сообщаемого летчику.As for the take-off take-off method, when SU thrust increases continuously and gradually with increasing aircraft speed (patent No. 2225307 mentioned above), its implementation requires the use of a special program of a system for automatically controlling the reduced rotational speed of aircraft engine rotors from the number M of aircraft movement on the runway. For the proposed method this is not required. The proposed method is significantly easier to implement. The use of continuous speed control on heavy aircraft with marching aircraft engines and their air intakes (such as Tu-204, RRJ, MS-21) close to the surface of the runway can reduce the time and length of the take-off path compared to the proposed method. However, the use of continuous control on aircraft with a sufficiently high thrust-weight ratio, for which the main engines operate under identical conditions in terms of vortex suction of PP, has no advantages compared to the proposed method neither to reduce the likelihood of vortex suction of PP, nor to increase time, nor to increase take-off take-off path lengths. In both methods, the speed of the aircraft at the moment of the start of the pick-up mode is equal to the speed of blowing of the vortex cords at a reduced mode of operation of aircraft engines. And there is no reason for the reduced regimes to be different in either case. The rate of increase in time of the mode of operation of aircraft engines at throttle response is also the same, since both there and there it is limited by a regular automatic throttle (circuit in the electronic RED system) of throttle acceleration from above under the condition of ensuring gas-dynamic stability of aircraft engine compressors. A slower increase in mode only increases the time and length of the takeoff run and is unacceptable. Thus, the complexity of the design, due to the use of continuous regulation, does not give any advantages for such aircraft. Moreover, taking into account the influence of the oncoming wind component during continuous regulation requires independent measurement on board not only of the air (relative to the air), but also the ground (relative to the ground) speed of the aircraft and the corresponding complication of the control program. While in the proposed method, such accounting means only a change in time (path length) of movement in a reduced mode, reported to the pilot.

В результате достижения цели предлагаемого изобретения определенные таким способом минимизированные значения увеличения времени и длины пути разбега самолета при взлете оказываются функциями пониженного режима. Однако остается некоторый произвол, а именно произвол в выборе самого пониженного режима работы авиадвигателей. В прототипе пониженный режим определяется по условию полного отсутствия вихревого засасывания ПП, т.е. пониженный режим - это максимально возможный режим, при работе на котором нет вихревого засасывания. Это существенно ограничивает область применения прототипа, поскольку значения увеличения времени или длины пути разбега могут оказаться недопустимо большими.As a result of achieving the objectives of the present invention, the minimized values of increasing the time and length of the takeoff run of the aircraft determined in this way are functions of a reduced mode. However, there remains some arbitrariness, namely, arbitrariness in choosing the lowest operating mode of aircraft engines. In the prototype, the reduced mode is determined by the condition of the complete absence of vortex suction PP, i.e. reduced mode is the maximum possible mode when working on which there is no vortex suction. This significantly limits the scope of the prototype, since the values for increasing the time or the length of the take-off path can be unacceptably large.

В предлагаемом изобретении пониженный режим определяется с учетом ограничений на увеличение времени и длины пути разбега самолета при взлете. Для минимизации вероятности вихревого засасывания ПП в качестве пониженного режима принимается предельно возможный пониженный режим работы авиадвигателя, если на нем отсутствует вихревое засасывание ПП, а минимальные значения увеличения времени и длины пути разбега, соответствующие этому режиму, получаются в пределах заданных ограничений. Если же выполнение обоих условий не удается совместить, то в качестве пониженного режима принимается такой режим работы авиадвигателей, который обеспечивает соблюдение ограничений для минимальных значений увеличения времени и длины пути разбега и при этом приводит к минимально возможному значению коэффициента КР12, который характеризует снижение вероятности вихревого засасывания ПП по отношению ко взлету на максимале (см. формулу (03)). При достаточно малом избытке тяги СУ, но возможном засасывании ПП на режиме малого газа (МГ) зависимость коэффициента KP12 от режима имеет безусловный минимум, который достигается на пониженном режиме, превышающем режим МГ. Ниже этого безусловного минимума дальнейшее снижение пониженного режима не только увеличивает значения увеличения времени и длины пути разбега самолета при взлете «с додачей» тяги СУ, но также увеличивает и вероятность вихревого засасывания ПП, приходящуюся на один взлет. Аномальное увеличение вероятности вихревого засасывания ПП с уменьшением режима работы СУ обусловлено увеличением времени существования вихревого шнура, которое равно отношению VSD1/α 1. Независимо от соблюдения или несоблюдения ограничений, независимо от наличия засасывания вихревым шнуром или его отсутствия, в любом случае при использовании взлета «с додачей» тяги как эксплуатационного метода защиты маршевых авиадвигателей от вихревого засасывания в них ПП не имеет большого смысла применять пониженные режимы ниже режима, соответствующего безусловному минимуму значения коэффициента КР12.In the present invention, the reduced mode is determined taking into account restrictions on increasing the time and length of the take-off run of the aircraft. To minimize the likelihood of vortex suction of PP, the maximum possible reduced mode of operation of the aircraft engine is adopted as a reduced mode if it does not have a vortex suction of PP, and the minimum values for increasing the time and length of the take-off path corresponding to this mode are obtained within the specified limits. If the fulfillment of both conditions cannot be combined, then the mode of operation of aircraft engines is accepted as a reduced mode, which ensures compliance with the restrictions for the minimum values for increasing the time and length of the take-off path and at the same time leads to the lowest possible value of the coefficient K P12 , which characterizes the decrease in the probability of a vortex suction PP in relation to take-off at maximum (see formula (03)). With a sufficiently small excess of thrust SU, but possible suction of PP in the low gas (MG) mode, the dependence of the coefficient K P12 on the mode has an unconditional minimum, which is achieved in a reduced mode exceeding the MG mode. Below this unconditional minimum, a further decrease in the reduced mode not only increases the values of the increase in the time and length of the take-off run of the aircraft during take-off with the thrust of the SU, but also increases the likelihood of vortex suction of PP per one take-off. An abnormal increase in the probability of vortex suction of PP with a decrease in the operating mode of the CS is due to an increase in the lifetime of the vortex cord, which is equal to the ratio V SD1 / α 1 . Regardless of compliance or non-compliance with restrictions, regardless of the presence of suction by the vortex cord or its absence, in any case when using take-off with a thrust as an operational method of protecting mid-flight aircraft engines from vortex suction in them, the PP does not make much sense to use reduced modes below the mode, corresponding to an unconditional minimum value of the coefficient K P12 .

Таким образом, технический результат достигается путем минимизации (с использованием формулы (03)) вероятности вихревого засасывания ПП, приходящейся на один взлет, при соблюдении ограничений на минимальные значения увеличения времени и длины пути разбега самолета и на диапазон пониженных режимов работу СУ. Эта цель достигается тем, что пониженный режим определяется как минимально возможный при соблюдении ограничений на минимальные значения увеличения времени и длины пути разбега самолета. При этом минимизация пониженного режима производится в диапазоне режимов работы СУ в пределах от безусловного минимума коэффициента КР12 до максимального режима.Thus, the technical result is achieved by minimizing (using formula (03)) the likelihood of vortex suction of PP per one take-off, subject to the restrictions on the minimum values for increasing the time and length of the take-off run of the aircraft and for the range of reduced modes of SU operation. This goal is achieved by the fact that the reduced mode is defined as the minimum possible, subject to the restrictions on the minimum values for increasing the time and length of the takeoff run of the aircraft. In this case, minimization of the reduced mode is performed in the range of operating modes of the control system in the range from the unconditional minimum of the coefficient K P12 to the maximum mode.

Способ становится универсальным, не зависящим от конкретного вида характеристик силовой установки и самолета, если нижний предел диапазона допустимого изменения пониженного режима определяется несколько более сложным образом - как максимальный из 3-х (2-х, 1-го) возможных режимов работы СУ: режима, соответствующего безусловному минимуму значения КР12, предельно высокого пониженного режима, на котором еще полностью отсутствует вихревое засасывание ПП и режима МГ. В случае неполного устранения вихревого засасывания ПП упомянутая выше формула (03) может быть использована для оценки в окончательном варианте снижения вероятности вихревого засасывания ПП по определенному указанным способом пониженному режиму и для количественной оценки эффективности применения взлета «с додачей» тяги в плане защиты авиадвигателей от вихревого засасывания ПП.The method becomes universal, independent of the specific type of characteristics of the power plant and aircraft, if the lower limit of the range of permissible changes in the reduced mode is determined in a slightly more complicated way - as the maximum of 3 (2, 1) possible operating modes of the control system: corresponding to the unconditional minimum value of K P12 , extremely high lowered mode, which is still completely absent vortex suction PP and MG mode. In the case of incomplete elimination of the vortex suction of the PP, the above formula (03) can be used to evaluate in the final version the decrease in the probability of the vortex suction of the PP in the reduced mode defined by the specified method and to quantify the effectiveness of the take-off with a thrust in terms of protecting aircraft engines from the vortex suction PP.

Все ранее написанное касается силовой установки с одним маршевым авиадвигателем или СУ с двумя (и более) маршевыми авиадвигателями, работающими в одинаковых в плане вихревого засасывания ПП условиях. Пусть теперь маршевые авиадвигатели силовой установки и их воздухозаборники расположены на самолете на различных высотах по отношению к поверхности ВПП. Тогда зависимость скорости сдува вихревого шнура от режима работы будет своя для каждого маршевого авиадвигателя. Чем ближе воздухозаборник авиадвигателя к поверхности ВПП, тем больше значение скорости сдува вихревого шнура при одном и том же режиме работы двигателя. Для простоты ручного управления будем полагать, что пониженный режим - один и тот же для всех маршевых авиадвигателей силовой установки. Если силовая установка имеет три маршевых авиадвигателя и третий двигатель расположен достаточно высоко над поверхностью ВПП, то для третьего двигателя вместо пониженного можно использовать максимальный режим работы, с самого начала ускоренного движения по ВПП. В случае многодвигательной СУ предпочтительным представляется расчет на худший случай. В качестве зависимости скорости сдува вихревых шнуров от режима работы СУ принимается зависимость скорости сдува вихревого шнура от режима работы того авиадвигателя, для которого скорость сдува наибольшая. При этом в результате осуществления взлета «с додачей» тяги по предлагаемому способу вероятность вихревого засасывания ПП, приходящаяся на один взлет, а также увеличение времени и длины пути разбега самолета при взлете получаются условно минимизированными. Условная минимизация включают в себя ограничения и определенную последовательность оптимизаций с соблюдением ограничений. Пониженные режимы работы силовой установки ограничивают допущением, что все маршевые авиадвигатели СУ работают на одном и том же пониженном режиме. Включение режима приемистости - одномоментное для всех двигателей. В качестве зависимости скорости сдува вихревых шнуров от режима работы силовой установки принимается зависимость скорости сдува вихревого шнура, располагающегося на входе в воздухозаборник того маршевого авиадвигателя, для которого значения скорости сдува наибольшие. Значения вероятности вихревого засасывания ПП, приходящейся на один взлет, минимизируют (предварительно) тем, что исключают вихревое засасывание ПП на приемистости и на максимальном режиме посредством использования ограничений снизу на значения скорости самолета V1, ответствующей моменту начала приемистости. Затем минимизируют значения скорости самолета V1, а вместе с ними и значения увеличения времени и длины пути разбега самолета (при взлете) с учетом упомянутых выше ограничений. В результате этого получают однозначные зависимости скорости V1, а также значения увеличения времени и длины пути разбега от пониженного режима работы СУ. Затем окончательно минимизируют вероятность вихревого засасывания ПП, приходящуюся на один взлет, совместными вариациями пониженного режима работы СУ и значений скорости V1 при соблюдении ограничений на увеличение времени и длины пути разбега самолета в процессе взлета, а также на диапазон допустимых пониженных режимов.Everything previously written concerns a power plant with one marching aircraft engine or SU with two (or more) marching aircraft engines operating in the same conditions in terms of vortex suction PP. Now let the marching aircraft engines of the power plant and their air intakes be located on the aircraft at different heights relative to the surface of the runway. Then the dependence of the blowing speed of the vortex cord on the operating mode will be different for each marching aircraft engine. The closer the air intake of the aircraft engine to the surface of the runway, the greater the value of the speed of blowing of the vortex cord with the same engine operation mode. For simplicity of manual control, we will assume that the reduced mode is the same for all marching aircraft engines of the power plant. If the power plant has three marching aircraft engines and the third engine is located quite high above the surface of the runway, then for the third engine instead of a lower one, you can use the maximum mode of operation, from the very beginning of accelerated movement along the runway. In the case of multi-engine SU, the worst-case calculation is preferable. The dependence of the speed of blowing of the vortex cords on the operating mode of the SU is taken as the dependence of the speed of blowing of the vortex cord on the operating mode of the aircraft engine for which the blowing speed is the highest. In this case, as a result of the take-off take-off by the proposed method, the probability of PP vortex suction per one take-off, as well as an increase in the time and length of the take-off run of the aircraft during take-off, are conditionally minimized. Conditional minimization includes restrictions and a certain sequence of optimizations with observance of restrictions. Reduced operating modes of the power plant are limited by the assumption that all SS marching aircraft engines operate on the same reduced mode. The inclusion of the throttle response mode is simultaneous for all engines. As a dependence of the blowing speed of the vortex cords on the operating mode of the power plant, the dependence of the speed of blowing of the vortex cord located at the inlet of the air intake of the marching aircraft engine for which the blowing speed is the highest is taken. The values of the probability of vortex suction of PP per one take-off are minimized (preliminary) by eliminating the vortex suction of PP at throttle response and at maximum speed by using the lower bounds on the values of the aircraft speed V 1 corresponding to the moment of pick-up. Then minimize the values of the speed of the aircraft V 1 , and with them the values of increasing the time and length of the takeoff run of the aircraft (during takeoff), taking into account the above limitations. As a result of this, unambiguous dependences of the speed V 1 are obtained, as well as the values of the increase in the time and length of the take-off path from the reduced operating mode of the SU. Then, the probability of vortex suction of PP per one take-off is finally minimized by joint variations of the reduced operating mode of the CS and speed values V 1, subject to the restrictions on increasing the time and length of the take-off run of the aircraft during take-off, as well as on the range of permissible reduced modes.

Операции минимизации скорости V1 с соблюдением ограничений снизу на исключение вихревого засасывания ПП на приемистости эквивалентны по результатам вычислений решениям уравнения (14). Первое проще для человеческого восприятия, второе - для алгоритмизации.The operations of minimizing the speed V 1 with observance of the restrictions from below on the exclusion of the vortex suction of PP at the injectivity are equivalent, according to the results of calculations, to the solutions of equation (14). The first is easier for human perception, the second is for algorithmization.

Claims (2)

1. Эксплуатационный способ защиты самолетных маршевых авиадвигателей от вихревого засасывания посторонних предметов, включающий взлет «с додачей» тяги при ручном управлении режимом работы силовой установки но профилю, страгивание с места исполнительного старта, начало разбега на пониженном режиме работы силовой установки, продолжение разбега на режиме приемистости силовой установки на штатном автомате приемистости электронного/цифрового регулятора приемистости с конца пониженного до максимального режимов работы силовой установки, продолжение разбега на максимальном режиме работы силовой установки, разгоняясь на пониженном режиме работы силовой установки самолет достигает в конце этого режима скорости движения V1, обеспечивающей сдув вихревых шнуров на режиме приемистости, отличающийся тем, что предварительно проводят стендовые испытания авиадвигателя и исследования самолета в аэродинамической трубе, для оптимизации кинематических параметров взлета осуществляют математическое моделирование динамики разбега самолета и изменения режимов работы силовой установки на комплексной математической модели «двигатель + самолет», определяют зависимости параметров режима приемистости силовой установки и самолета от времени: изменение тяги силовой установки, расхода воздуха на режиме, скорости сдува вихрей и скорости движения самолета Vs, соответствующие определенным значениям скорости движения самолета V1 в момент начала приемистости силовой установки, для каждого пониженного режима и разных значений скорости движения V1 самолета в момент начала приемистости сравнивают зависимости изменения скорости движения модели самолета V1(τ) и скорости сдува вихревых шпуров VSD (τ) от времени, подбирают оптимальное значение скорости движения самолета V1, свое для своего пониженного режима, таким, чтобы минимальное значение разности VS-VSD равнялось нулю в процессе приемистости силовой установки, т.е. чтобы на режимах приемистости выполнялось неравенство, переходящее в равенство в диапазоне времени τ1-τ2:
(VS(τ)-VSD(τ))≥0,
где τ1 - время начала приемистости и конца пониженного режима работы силовой установки, τ2 - время конца режима приемистости силовой установки и начала максимального режима работы силовой установки, по оптимальным рассчитанным значениям V1 определяют значения времени τ01 и длины пути l01 движения на пониженных режимах работы силовой установки, как определенные численные интегралы по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V1 от величин 1/as и Vs/as, где as - ускорение самолета на пониженных режимах, в ограничивающих пределах от скорости Vs=V1 до скорости Vs=V2, определяют на комплексной математической модели значение времени режимов приемистости как разности τ12=τ2-τ1, по значениям времени τ01 и τ12 вычисляют значения времени движения τ02 от момента страгивания до момента выхода силовой установки на максимальный режим как суммы τ02=τ01+τ12, определяют на комплексной математической модели для оптимальных рассчитанных значений V1 изменения по времени скорости движения самолета Vs(τ) на режимах приемистости, и в том числе, значения скорости Vs=V2 в момент выхода силовой установки на максимальный режим вычисляют значения длины пути движения самолета l12 от скорости Vs=0 до Vs=V2, проходимого на режимах приемистости при увеличении скорости от Vs=V1 до Vs=V2, как определенные численные интегралы по времени от величины скорости Vs(τ) в ограничивающих пределах от τ1 до τ2 - определяют значения длины пути l02, проходимого самолетом при увеличении скорости от Vs=0 до Vs=V2, как суммы l02=l01+l02, вычисляют значения времени τ02мах и длины пути движения самолета l02max на максимальном режиме работы силовой установки при изменении скорости от Vs=0 до Vs=V2, как определенные численные интегралы от величин 1/as, и Vs/as по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V2, вычисляют минимальные, соответствующие оптимальным значениям V1, значения увеличения времени Δτ как разности между значениями τ02 и значениями времени движения на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости в пределах от Vs=0 до Vs=V2:
Δτ=τ02-τ02мах,
а минимальные значения увеличения длины пути движения Δl - как разности между значениями l02 и значениями длины пути движения на максимальном режиме работы СУ l02мах при изменении скорости в тех же пределах:
Δl=l02-l02мах,
по полученным значениям Δτ, Δl, различным для различных пониженных режимов, судят о соответствии значений времени и длины пути разбега самолета заданным ограничениям и о допустимости использования тех или иных пониженных режимов при взлете «с додачей» тяги, ускорение самолета и скорость сдува вихревого шнура определяют с учетом влияния встречной составляющей скорости ветра, оптимальный пониженный режим силовой установки выбирают как минимально возможный пониженный режим, удовлетворяющий ограничениям на увеличение времени и длины пути разбега в диапазоне пониженных режимов с нижним пределом в виде либо режима малого газа, либо предельного пониженного режима, обеспечивающего отсутствие вихревого засасывания посторонних предметов, либо пониженного режима, соответствующего безусловному минимуму вероятности вихревого засасывания посторонних предметов, приходящейся на один взлет, в зависимости от того, на котором из указанных пониженных режимов частота вращения роторов выше всего, для осуществления взлета «с додачей» тяги при оптимальных значениях его кинематических параметров летчику сообщают расчетные значения частот вращения роторов авиадвигателей, соответствующих пониженному режиму работы силовой установки, и соответствующие ему значения времени и длины пути движения на этом пониженном режиме, обеспечивающие минимальную вероятность вихревого засасывания посторонних предметов, приходящуюся на один взлет, при соблюдении ограничений на время и длину пути разбега самолета при взлете и на диапазон пониженных режимов работы силовой установки.1. An operational method of protecting aircraft mid-flight aircraft engines from swirling suction of foreign objects, including thrust take-off with manual control of the power plant’s operating mode but profile, stragging from the place of the executive start, the start of the take-off run at a reduced power plant operating mode, the continuation of the take-off run throttle response of the power plant on a standard automatic throttle response of the electronic / digital throttle response controller from the end of the power plant reduced to maximum Continuing the take-off run at the maximum power plant operating mode, accelerating at a reduced power plant operation mode, the aircraft reaches the speed of movement V 1 at the end of this mode, which blows off the vortex cords at the throttle response mode, characterized in that the aircraft engine and aerodynamic studies of the aircraft are preliminarily tested. pipe, to optimize the kinematic parameters of take-off, mathematical modeling of the dynamics of the takeoff run of the aircraft and changes in the operating modes of the power unit are carried out Changes based on the complex mathematical model “engine + airplane” determine the dependence of the parameters of the power plant and aircraft acceleration mode on time: change in the thrust of the power plant, air flow in the mode, vortex blowing speed and aircraft speed Vs corresponding to certain values of the aircraft speed V 1 at the start of the powerplant pickup, for each low regime and different values of the velocity V 1 of an aircraft at the start of pickup comparing changes depending ck grow model aircraft motion V 1 (τ) and the rate of blowing vortex drilling V SD (τ) from time to time, the optimal value is selected aircraft velocity V 1, its for its reduced mode, such that the minimum V S -V SD difference value equal to zero in the process of pickup of the power plant, i.e. so that at the pick-up modes the inequality is fulfilled, which turns into equality in the time range τ 1 -τ 2 :
(V S (τ) -V SD (τ)) ≥0,
where τ 1 is the time of the beginning of the throttle response and the end of the reduced mode of operation of the power plant, τ 2 is the time of the end of the throttle response mode of the power plant and the beginning of the maximum mode of operation of the power plant, the optimal calculated values of V 1 determine the values of the time τ 01 and the path length l 01 of movement on reduced operating conditions of the power plant, as certain numerical integrals with respect to speed within the bounding limits Vs = 0 and Vs = V 1 of the values 1 / a s and Vs / a s , where a s is the acceleration of the aircraft in reduced modes, within the limiting range of speed Vs = V 1 d about the speed Vs = V 2 , determine the time of pick-up modes on a complex mathematical model as the difference τ 12 = τ 2 -τ 1 , from the values of time 01 and τ 12 calculate the values of the travel time τ 02 from the moment of stragging to the moment the power plant reaches the maximum mode as the sum of τ 02 = τ 01 + τ 12 is determined on a complex mathematical model for the optimal calculated values V 1 of the time variation of the aircraft speed Vs (τ) at the throttle response modes, including the speed value Vs = V 2 in the moment the power plant exits Maximum Feed mode calculated values of the path length of the aircraft movement l 12 from Vs velocity = 0 and Vs = V 2 traveled on the pick-up mode by increasing the speed of Vs = V 1 to Vs = V 2 as defined numerical integrals over time of the speed Vs ( τ) in the limiting range from τ 1 to τ 2 - determine the values of the path length l 02 traveled by the aircraft with increasing speed from Vs = 0 to Vs = V 2 , as the sum l 02 = l 01 + l 02 , calculate the time values τ 02 max and the path length of the aircraft l 02max at the maximum power plant operating mode when the speed changes from Vs = 0 to Vs = V 2 , as certain numerical integrals from the values 1 / a s , and Vs / a s in terms of speed within the bounding limits Vs = 0 and Vs = V 2 , calculate the minimum values of the increase in time Δτ corresponding to the optimal values of V 1 the difference between the values of 02 and the values of the travel time at the maximum operating mode of the SU when the speed changes in the range from Vs = 0 to Vs = V 2 :
Δτ = τ 02 -τ 02mah ,
and the minimum values of the increase in the length of the path Δl - as the difference between the values of l 02 and the values of the length of the path at the maximum operating mode SU l 02mah when the speed changes within the same limits:
Δl = l 02 -l 02mah ,
according to the obtained values of Δτ, Δl, different for various reduced modes, they judge whether the values of the time and length of the take-off run of the aircraft comply with the given restrictions and the permissibility of using certain reduced modes when taking off with “thrust” thrust, the acceleration of the aircraft and the swirl velocity of the vortex cord are determined taking into account the influence of the oncoming component of the wind speed, the optimal reduced mode of the power plant is chosen as the lowest possible reduced mode, satisfying the restrictions on increasing the time and length of the put and take-off run in the range of lowered modes with a lower limit in the form of either a low-gas mode, or a lowered low limit, which ensures that there is no vortex suction of foreign objects, or a reduced regime corresponding to the unconditional minimum probability of vortex suction of foreign objects per take-off, depending on , on which of these reduced modes the rotor speed is highest, for the takeoff “with delivery” of thrust at the optimal values of its kinematic x parameters, the pilot is informed of the calculated values of the rotational speeds of the aircraft engine rotors corresponding to the reduced mode of operation of the power plant, and the corresponding values of the time and length of the path of travel in this reduced mode, providing the minimum probability of vortex suction of foreign objects per take-off, subject to time restrictions and the length of the take-off run of the aircraft during take-off and to the range of reduced power plant operating modes. 2. Способ защиты самолетных маршевых авиадвигателей от вихревого засасывания посторонних предметов по п.1, отличающийся тем, что для силовой установки самолета, имеющей более одного маршевого авиадвигателя, характеризующихся различными значениями скоростей сдува вихревого шнура при одних и тех же режимах работы авиадвигателей, скорости сдува вихревого шнура силовой установки определяют в расчете на худший случай по тому маршевому авиадвигателю, у которого скорость сдува вихревого шнура наибольшая. 2. A method of protecting aircraft mid-flight aircraft engines from swirling suction of foreign objects according to claim 1, characterized in that for a power plant of an aircraft having more than one sustainer aircraft engine, characterized by different values of the speed of blowing of the vortex cord under the same modes of aircraft engines, blowing speed the power plant’s vortex cord is determined based on the worst case scenario using the marching aircraft engine, which has the highest vortex cord blowing speed.
RU2011132959/11A 2011-08-08 2011-08-08 Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion RU2475421C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011132959/11A RU2475421C1 (en) 2011-08-08 2011-08-08 Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011132959/11A RU2475421C1 (en) 2011-08-08 2011-08-08 Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2475421C1 true RU2475421C1 (en) 2013-02-20

Family

ID=49120937

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011132959/11A RU2475421C1 (en) 2011-08-08 2011-08-08 Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2475421C1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040139726A1 (en) * 2002-10-25 2004-07-22 Hispano-Suiza Turbojet electromechanical thrust reverser with servo-controlled door displacement
RU2325307C1 (en) * 2006-08-16 2008-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method of aircraft take-off
WO2011098711A1 (en) * 2010-02-10 2011-08-18 Aircelle Aircraft control system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040139726A1 (en) * 2002-10-25 2004-07-22 Hispano-Suiza Turbojet electromechanical thrust reverser with servo-controlled door displacement
RU2325307C1 (en) * 2006-08-16 2008-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method of aircraft take-off
WO2011098711A1 (en) * 2010-02-10 2011-08-18 Aircelle Aircraft control system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107023405B (en) Thrust dispatching method for gas-turbine unit
US10371003B2 (en) Aircraft vapour trail control system
Tong et al. Engine conceptual design studies for a hybrid wing body aircraft
Nickol et al. Assessment of the Performance Potential of Advanced Subsonic Transport Concepts for NASA’ s Environmentally Responsible Aviation Project
EP3023617A1 (en) Gas turbine engine with adjustable flow path geometry and method of operating
CN105867121A (en) Method and apparatus for controlling non-linear prediction of helicopter for spinning recovery
EP2116714B1 (en) Low noise aircraft
Mehdi Effect of swirl distortion on gas turbine operability
Vunnam et al. Modeling of inlet distortion using a combined turbofan and nacelle inlet model during crosswind and low speed forward operation
CN108168900A (en) Meet the unmanned plane control method for starting machine width envelope thrust requirements
RU2475421C1 (en) Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion
Takahashi et al. Inlet Diffusor Buoyancy-An Overlooked Term in the Thrust Equation
Kritikos et al. Prediction of certification noise levels generated by contra-rotating open rotor engines
Gunn et al. An experimental study of loss sources in a fan operating with continuous inlet stagnation pressure distortion
CN109398739A (en) A kind of new type carrier carrier-borne aircraft drive is taken off force aid system
Xie et al. Numerical investigation of crosswind effect on different rear mounted engine installations
Athanasakos et al. Turboelectric distributed propulsion modelling accounting for fan boundary layer ingestion and inlet distortion
Kozakiewicz et al. Areas of investigation into air intake systems for the impact on compressor performance stability in aircraft turbine engines
Hemmer et al. Influence of the bypass ratio on low altitude NOx emissions
Akturk Ducted fan inlet/exit and rotor tip flow improvements for vertical lift systems
Thomas et al. Investigation of Aircraft Approach and Departure Velocity Profiles on Community Noise
BIRCKELBAW High speed aerodynamics of upper surface blowing aircraft configurations
Trumic et al. Box-Wing Configurations: A Future Scenario?
Levin et al. F-35 STOVL Performance Requirements Verification
Moore Wake Vortex Wingtip-Turbine Powered Circulation Control High-Lift System

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170809

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20191015