RU2592562C1

RU2592562C1 - Aircraft turbojet engine control method

Info

Publication number: RU2592562C1
Application number: RU2015131046/06A
Authority: RU
Inventors: Виктор Викторович Куприк; Андрей Леонидович Киселёв; Алексей Валерьевич Белов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО"
Priority date: 2015-07-27
Filing date: 2015-07-27
Publication date: 2016-07-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to methods of controlling jet turbine engine depending on aircraft flight purposes, in particular, to ensure maximum flight duration and range. Method of controlling aircraft jet turbine engine includes control of total fuel flow to afterburner based on measured air temperature at engine inlet and air pressure after compressor, measuring fuel consumption for first and second afterburner collectors while maintaining same total fuel consumption depending on air pressure after compressor and engine inlet air temperature, measuring thrust and determining specific fuel consumption , plotting a curve of specific fuel consumption versus thrust at different ratios of fuel supplied to first and second afterburner collectors, and establishing ratio of fuel supplied to first and second afterburner collectors, providing minimum specific fuel consumption at specified values of thrust.

EFFECT: higher efficiency of engine on forced supersonic mode, haul aircraft modes, as well as longer range and duration of aircraft flight.

1 cl, 1 tbl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.The invention relates to methods for regulating a turbojet engine (turbojet engine), depending on the purpose of the flight of the aircraft, in particular to ensure maximum duration and range.

Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий в себя поддержание суммарного расхода топлива через топливные коллекторы форсажной камеры в зависимости от давления за компрессором на максимальном форсированном режиме работы двигателя (Ю.Н. Нечаев «Законы управления и характеристики авиационных силовых установок», Москва, Машиностроение, 1995, с. 287-288).A known method of regulating an aircraft turbojet engine, which includes maintaining the total fuel consumption through the fuel collectors of the afterburner depending on the pressure behind the compressor at the maximum forced mode of engine operation (Yu.N. Nechaev, "The laws of control and characteristics of aircraft power plants", Moscow, Engineering 1995, p. 287-288).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является известный способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, где по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем (РУД) и расходу топлива в основную камеру сгорания управляют расходом топлива в форсажной камере сгорания. Дополнительно на установившихся форсажных режимах измеряют давление и температуру газов в форсажной камере сгорания, подают возрастающее по частоте пульсирующее воздействие на расход воздуха через двигатель с помощью направляющих аппаратов компрессора и створок реактивного сопла двигателя. В момент увеличения полноты сгорания форсажного топлива, определяемый по скачкообразному росту давления и температуры газов в форсажной камере сгорания, фиксируют частоту пульсирующего воздействия на расход воздуха через двигатель и уменьшают расход форсажного топлива до тех пор, пока температура газов в форсажной камере сгорания не снизится до исходной /RU 2386837 C2, Открытое акционерное общество "СТАР", 20.04.2010/.Closest to this invention, in technical essence, there is a known method for controlling a gas turbine engine with an afterburner, where the flow rate is controlled by the measured air temperature at the engine inlet, air pressure behind the compressor, the position of the engine control lever (ORE) and the fuel consumption in the main combustion chamber fuel in the afterburner. Additionally, the pressure and temperature of the gases in the afterburner are measured in steady-state afterburner modes, and a pulsating effect on the air flow through the engine is increased in frequency with the help of the compressor guides and the shutters of the jet nozzle. At the moment of increasing the completeness of combustion of the afterburner fuel, which is determined by an abrupt increase in the pressure and temperature of the gases in the afterburner, the frequency of the pulsating effect on the air flow through the engine is fixed and the rate of afterburning fuel is reduced until the gas temperature in the afterburner burns down to the initial / RU 2386837 C2, STAR Open Joint-Stock Company, 04/20/2010 /.

Данный способ не является оптимальным во всей области эксплуатации газотурбинного двигателя в силу того, что он не обеспечивает наибольшую дальность полета на форсированном сверхзвуковом режиме полета самолета (режимах перегона).This method is not optimal in the entire field of operation of a gas turbine engine due to the fact that it does not provide the greatest flight range in a forced supersonic airplane flight mode (driving modes).

Задача изобретения заключается в повышении экономичности двигателя на форсированном сверхзвуковом режиме, режимах перегона самолета, а также в увеличении дальности и продолжительности полета самолета.The objective of the invention is to increase the efficiency of the engine in forced supersonic mode, modes of driving the aircraft, as well as to increase the range and duration of flight of the aircraft.

Ожидаемый технический результат заключается в снижении расхода топлива и увеличении дальности полета.The expected technical result is to reduce fuel consumption and increase flight range.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что управляют суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, по предложению проводят измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измеряют значения тяги и определяют удельный расход топлива, после чего строят зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и устанавливают соотношение топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающее минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги.The expected technical result is achieved by controlling the total fuel consumption in the afterburner according to the measured air temperature at the engine inlet and the air pressure behind the compressor; on the proposal, the fuel consumption is measured for the first and second afterburners while maintaining the same total fuel consumption, depending on the air pressure behind the compressor and the air temperature at the engine inlet, measure the thrust values and determine the specific fuel consumption, and then build the dependencies the specific fuel consumption from the thrust for different ratios of fuel supplied to the first and second afterburners, and set the ratio of fuel supplied to the first and second afterburners, which ensures the minimum specific fuel consumption at given thrust values.

Способ согласно изобретению иллюстрируется рисунками 1-4. На рис. 1 и 2 представлены графики, отражающие зависимость Gт.ф₁/Р*к от Тв для 1 форсажного коллектора и Gт.ф₂/Р*к от Тв для 2 форсажного коллектора соответственно. На рис. 3 представлен график, отражающий зависимость удельного расхода топлива (C_R) от тяги (R). На рис. 4 схематично представлена система управления ТРД.The method according to the invention is illustrated in figures 1-4. In fig. Figures 1 and 2 present graphs reflecting the dependence of Gt.f ₁ / P * k on Tv for 1 afterburner and Gt.f ₂ / P * k on Tv for 2 afterburners, respectively. In fig. 3 is a graph showing the dependence of specific fuel consumption (C _R ) on thrust (R). In fig. 4 schematically shows the control system of the turbojet engine.

Gт.ф₁ - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры;Gt.f ₁ - fuel consumption through 1 fuel collector of the afterburner;

Gт.ф₂ - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры;Gt.f ₂ - fuel consumption through the 2 fuel collector of the afterburner;

Р*к - измеренное давление воздуха за компрессором двигателя;P * k - measured air pressure behind the engine compressor;

Тв - измеренная температура воздуха на входе в двигатель;Tv is the measured air temperature at the engine inlet;

C_R - удельный расход топлива;C _R - specific fuel consumption;

R - тяга.R is the thrust.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуется следующим образом. При проведении испытаний на стенде с имитацией полетных условий в регулятор двигателя задают предварительно сформированные алгоритмы управления подачей топлива для 1 и 2 форсажных коллекторов при поддержании суммарного расхода топлива в зависимости от степени повышения давления за компрессором. По измеренным расходам топлива через 1 и 2 коллекторы форсажной камеры, давлению воздуха за компрессором двигателя и температуре воздуха на входе в двигатель строят зависимости Gт.ф./Р*к от Тв.A method of regulating an aircraft turbojet engine is implemented as follows. When conducting tests on a test bench with simulated flight conditions, pre-formed fuel supply control algorithms for 1 and 2 afterburners are set in the engine controller while maintaining the total fuel consumption depending on the degree of pressure increase behind the compressor. Based on the measured fuel consumption through 1 and 2 afterburner manifolds, air pressure behind the engine compressor and air temperature at the engine inlet, the dependences Gt.ph. / P * k on Tv are built.

Рассмотрим графики, представленные на рис. 1 (зависимость Gт.ф₁/Р*к от Тв для 1 форсажного коллектора) и рис. 2 (Gт.ф₂/Р*к от Тв для второго форсажного коллектора).Consider the graphs presented in Fig. 1 (dependence of Gt.f ₁ / P * k on TV for 1 afterburner) and fig. 2 (Gt.f ₂ / R * k from TV for the second afterburner).

кривая 1 - штатный 1 алгоритм управления, обеспечивающий заданные тяговые характеристики (расход топлива в первом и втором коллекторах форсажной камеры одинаковый, т.е. на первый и второй коллекторы подают по 50% от суммарного расхода топлива);curve 1 - a regular 1 control algorithm that provides the specified traction characteristics (fuel consumption in the first and second collectors of the afterburner is the same, i.e. 50% of the total fuel consumption is supplied to the first and second collectors);

кривая 2 - дополнительный 2 алгоритм управления подачей топлива (на первый коллектор подают 40% от суммарного расхода топлива, а на второй - 60% от суммарного расхода топлива);curve 2 - additional 2 fuel supply control algorithm (40% of the total fuel consumption is supplied to the first collector, and 60% of the total fuel consumption to the second collector);

кривая 3 - дополнительный 3 алгоритм управления подачей топлива (на первый коллектор подают 60% от суммарного расхода топлива, а на второй - 40% от суммарного расхода топлива).curve 3 - additional 3 fuel supply control algorithm (60% of the total fuel consumption is supplied to the first collector, and 40% of the total fuel consumption to the second collector).

Суммарный расход топлива через 1 и 2 топливный коллекторы форсажной камеры постоянен, что можно выразить следующими уравнениями:The total fuel consumption through 1 and 2 fuel collectors of the afterburner is constant, which can be expressed by the following equations:

, где

where

Gт.ф_{1 по 1 алг.} - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по первому алгоритму управления,Gt.f _{1 to 1 alg.} - fuel consumption through 1 fuel collector afterburner according to the first control algorithm,

Gт.ф_{2 по 1 алг} - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по первому алгоритму управления,Gt.f _{2 to 1 alg} - fuel consumption through 2 fuel collector of the afterburner according to the first control algorithm,

Gт.ф_{1 по 2 алг.} - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по второму алгоритму управления,GT.f _{1 to 2 alg.} - fuel consumption through 1 fuel collector afterburner according to the second control algorithm,

Gт.ф_{2 по 2 алг.} - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по второму алгоритму управления,Gt.f _{2 to 2 alg.} - fuel consumption through 2 fuel collector afterburner according to the second control algorithm,

Gт.ф_{1 по 3 алг.-} - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по третьему алгоритму управления,Gtf _{1 to 3 alg.} - fuel consumption through 1 fuel collector of the afterburner according to the third control algorithm,

Gт.ф_{2 по 3 алг.} - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по третьему алгоритму управления.Gt.f _{2 to 3 alg.} - fuel consumption through 2 fuel collector afterburner according to the third control algorithm.

Для каждого алгоритма управления при требуемых условиях полета выполняют измерения тяги (R) и суммарного расхода топлива (Gт.ф), после чего определяют удельный расход топлива C_R=Gт.ф/R и строят зависимость C_R=f(R) (рис. 3), гдеFor each control algorithm under the required flight conditions, thrust (R) and total fuel consumption (Gt.f) are measured, then the specific fuel consumption C _R = Gt.f / R is determined and the dependence C _R = f (R) is built (Fig. . 3) where

R - тяга;R is the thrust;

кривая 1 - зависимость C_R=f(R) для 1 алгоритма управления (штатного);curve 1 - dependence C _R = f (R) for 1 control algorithm (standard);

кривая 2 - зависимость C_R=f(R) для 2 алгоритма управления;curve 2 - dependence C _R = f (R) for 2 control algorithms;

кривая 3 - зависимость C_R=f(R) для 3 алгоритма управления.curve 3 - dependence C _R = f (R) for 3 control algorithms.

По заданному значению тяги определяют наименьший удельный расход топлива C_R и соответствующий данному расходу алгоритм управления поддержания заданного перепада давления на турбинах. Алгоритм управления с наименьшим удельным расходом топлива вводят в регулятор двигателя. В соответствии с выбранным алгоритмом управления расход топлива, подаваемого в первый и второй коллекторы, может быть разным.Using a given thrust value, the smallest specific fuel consumption C _R and the corresponding control algorithm for maintaining a given pressure drop across turbines are determined. The control algorithm with the lowest specific fuel consumption is introduced into the engine controller. In accordance with the selected control algorithm, the fuel consumption supplied to the first and second collectors may be different.

Система управления ТРД (рис. 4) включает: ТРД 1 как объект управления, датчик 2 расхода топлива, характеризующий подачу топлива в 1 форсажный коллектор, датчик 3 расхода топлива, характеризующий подачу топлива во 2 форсажный коллектор, датчик 4 давления воздуха за компрессором, датчик 5 температуры воздуха на входе в двигатель, датчик 6 тяги, программный блок 7 управления ТРД.The turbojet engine control system (Fig. 4) includes: a turbojet engine 1 as a control object, a fuel consumption sensor 2, characterizing the fuel supply to 1 afterburner, fuel consumption sensor 3, which characterizes the fuel supply to the 2 afterburner, air pressure sensor 4 behind the compressor, sensor 5 air temperature at the engine inlet, thrust sensor 6, turbofan control unit 7.

В таблице 1 отражены удельные расходы топлива C_R для алгоритмов управления 1-3 при заданных значениях тяги R=2000 кгс, R=3500 кгс, R=4500 кгс.Table 1 shows the specific fuel consumption C _R for control algorithms 1–3 at given thrust values R = 2000 kgf, R = 3500 kgf, R = 4500 kgf.

Пример 1.Example 1

На рис. 3 видно, что при заданном значении тяги R=3500 кгс, соответствующем крейсерскому режиму - режиму максимальной дальности и продолжительности полета, наименьший удельный расход топлива C_R=1,260 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива C_R на 8% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 8%.In fig. Figure 3 shows that for a given thrust value of R = 3500 kgf corresponding to the cruising mode — the maximum range and flight duration mode, the smallest specific fuel consumption is C _R = 1.260 kg / h kgf, which corresponds to the 3 fuel supply control algorithm. The transition from the standard control algorithm 1 to control algorithm 3 gives a reduction in specific fuel consumption C _R by 8% and, consequently, an increase in range and duration of flight by the same amount - 8%.

Пример 2.Example 2

При заданном значении тяги R=2000 кгс (рис. 3) наименьший удельный расход топлива C_R=1,515 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива C_R на 6% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 6%.For a given thrust value R = 2000 kgf (Fig. 3), the smallest specific fuel consumption is C _R = 1.515 kg / h kgf, which corresponds to 3 fuel supply control algorithms. The transition from the standard control algorithm 1 to control algorithm 3 gives a decrease in specific fuel consumption C _R by 6% and, consequently, an increase in range and duration of flight by the same amount - 6%.

Пример 3.Example 3

При заданном значении тяги R=4500 кгс (рис. 3) наименьший удельный расход топлива C_R=1,365 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива C_R на 7% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 7%.For a given thrust value R = 4500 kgf (Fig. 3), the smallest specific fuel consumption is C _R = 1.355 kg / h kgf, which corresponds to 3 fuel supply control algorithms. The transition from the standard control algorithm 1 to control algorithm 3 gives a decrease in specific fuel consumption C _R by 7% and, consequently, an increase in range and duration of flight by the same amount - 7%.

Claims

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий управление суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, отличающийся тем, что проводят измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измеряют значения тяги и определяют удельный расход топлива, после чего строят зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и устанавливают соотношение топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающее минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги. A method for regulating an aircraft turbojet engine, including controlling the total fuel consumption in the afterburner according to the measured air temperature at the engine inlet and the air pressure behind the compressor, characterized in that the fuel consumption is measured for the first and second afterburner manifolds while maintaining the same total fuel consumption in depending on the air pressure behind the compressor and the air temperature at the engine inlet, measure the thrust values and determine the specific flow rate willow, then build depending on the specific consumption of fuel rods at different ratios of fuel supplied to the first and second collectors afterburner, and set the ratio of fuel supplied to the first and second collectors afterburner that provides the minimum fuel consumption for the given values of thrust.