RU2736403C1

RU2736403C1 - Turbojet engine control method

Info

Publication number: RU2736403C1
Application number: RU2020116425A
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Эзрохи; Илья Сергеевич Кизеев
Priority date: 2020-05-19
Filing date: 2020-05-19
Publication date: 2020-11-16

Abstract

FIELD: control methods; engine building.

SUBSTANCE: invention relates to in-flight control methods by turbojet engine with afterburner and adjustable jet nozzle. Method for controlling a turbojet with an afterburner and an adjustable jet nozzle in an aircraft power plant comprises: in stationary operating modes, including in "maximum forced" and "cruise" modes, and in transient operating modes, external parameters of working process of turbojet engine and aircraft flight are measured, according to measured values of external parameters, internal parameters of working process of turbojet engine which are not available for measurement are calculated, and real operating values of thrust are determined as performance characteristics for specific mode of turbojet engine operation and the value of the gas-dynamic stability of the fan, comparing the obtained operational characteristics values with the predetermined reference thrust values and the gas-dynamic stability margin value for the specific operating mode, based on the results of comparing operational characteristics, determining the standard values of the effect of control factors, such as fuel consumption in the main combustion chamber, fuel consumption in afterburner, guide vanes installation angle, jet nozzle critical section area, and depending on them generating a control signal based on the priority of control factors determined for each stationary and transient operation mode based on the results of preliminary tests of turbojet engine, and taking into account correcting corrections, the value of which depends on the change of external conditions of flight of the aircraft. At "maximum forced" and "cruising" operating modes, additional correction of control signal is introduced with simultaneous determination of aircraft flight acceleration. Introduction of additional correction is started at steady-state operating mode, continued in presence of positive value of acceleration of flight of aircraft and ending when this value reaches zero value. At "maximum forced" mode of operation additional correction is introduced by changing area of critical section of jet nozzle, and at cruise operating mode - by at least single change of area of critical section of jet nozzle and subsequent reduction of fuel consumption in main combustion chamber with reduction of speed of flight of aircraft to optimum value in this mode.

EFFECT: higher effective thrust of engine in power plant on "maximum forced" mode of operation and reduction of effective specific fuel consumption (id est increase in fuel efficiency) at cruise operating mode of engine due to optimization of control signal formed with due allowance for additional correction, taking into account operational state of turbojet engine.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, касается регулирования в полете турбореактивного двигателя с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом и может быть использовано в системах управления силовой установки летательного аппарата.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building, concerns in-flight regulation of a turbojet engine with an afterburner and an adjustable jet nozzle and can be used in control systems of an aircraft power plant.

Известен способ управления турбореактивным двигателем в составе силовой установки летательного аппарата, заключающийся в том, что на переходных режимах работы измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя, по измеренным значениям внешних параметров формируют управляющий сигнал с учетом корректирующих поправок, величина которых определяется в соответствии со встроенным в систему управления алгоритмом управления (RU 2308605, 2007 г.).There is a known method for controlling a turbojet engine as part of an aircraft power plant, which consists in the fact that during transient operating modes, the external parameters of the working process of the turbojet engine are measured, a control signal is generated based on the measured values of external parameters, taking into account correcting corrections, the value of which is determined in accordance with the built-in control system for the control algorithm (RU 2308605, 2007).

Недостатком известного способа управления по измеряемым параметрам является то, что для управления двигателем используются такие измеряемые параметры, которые лишь косвенно характеризуют рабочий процесс двигателя, непосредственно определяющий его эффективность, в частности, тягу двигателя и удельный расход топлива. Поэтому точность управления двигателем будет недостаточно оптимальной в связи с тем, что при формировании системой управления управляющего сигнала не учитываются факторы, отражающие как внешние полетные условия, так и внутреннее состояние двигателя.The disadvantage of the known control method according to the measured parameters is that such measured parameters are used to control the engine, which only indirectly characterize the working process of the engine, which directly determines its efficiency, in particular, engine thrust and specific fuel consumption. Therefore, the accuracy of engine control will not be optimal enough due to the fact that when forming the control signal by the control system, factors reflecting both external flight conditions and the internal state of the engine are not taken into account.

Известен способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом, заключающийся в том, что на стационарных и переходных режимах работы двигателя измеряют внешние параметры рабочего процесса двигателя, по измеренным значениям внешних параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик двигателя для конкретного режима работы двигателя его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик со значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, предварительно определенными по результатам испытаний двигателя либо рассчитанными по его математической модели, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов и в зависимости от них формируют управляющий сигнал, причем приоритетность регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания, расход топлива в форсажной камере, угол установки направляющего аппарата, площадь критического сечения реактивного сопла, определяют для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний двигателя (RU 2554544, 2015 г.).There is a known method for controlling a turbojet bypass engine with an afterburner and an adjustable jet nozzle, which consists in the fact that in stationary and transient modes of engine operation, the external parameters of the engine operating process are measured, the measured values of external parameters are used to calculate the internal parameters of the engine operating process that are not available for measurement and are determined as the operational characteristics of the engine for a specific operating mode of the engine, its real values of thrust and the magnitude of the margin of gas-dynamic stability of the fan, compare the values of the obtained operational characteristics with the values of the thrust and the magnitude of the margin of gas-dynamic stability for a specific mode of operation, previously determined from the results of engine tests or calculated by its mathematical model , based on the results of a comparison of operational characteristics, the standard values of the influence of regulatory factors are determined and, depending on them, I form t is the control signal, and the priority of the control factors, which are the fuel consumption in the main combustion chamber, the fuel consumption in the afterburner, the angle of the guide vane, the critical section area of the jet nozzle, is determined for each stationary and transient operating mode according to the results of preliminary tests engine (RU 2554544, 2015).

В известном способе управления создают полную термогазодинамическую математическую модель, разработанную применительно к конкретному авиационному двигателю для расчета в реальном режиме времени значений недоступных для измерения параметров работы двигателя, таких как тяга двигателя, запас газодинамической устойчивости и прочие. Управление осуществляется по расчетным неизмеряемым параметрам, вычисляемым с помощью модели с учетом величины измеряемых параметров, путем формирования управляющего сигнала в соответствии с величиной воздействия регулирующих факторов.In the known control method, a complete thermogasdynamic mathematical model is created, developed in relation to a specific aircraft engine for calculating in real time the values of the engine operation parameters that are inaccessible for measurement, such as engine thrust, gas dynamic stability margin, and others. The control is carried out according to the calculated non-measurable parameters, calculated using the model, taking into account the magnitude of the measured parameters, by generating a control signal in accordance with the magnitude of the influence of regulatory factors.

Основным недостатком известного способа управления двигателем является тот факт, что законы подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, управление положением створок реактивного сопла и направляющих аппаратов компрессоров выбираются в условиях однородного поля полного давления на входе либо расчетным путем при создании математической модели, либо экспериментально при отладке двигателя на стенде. При этом не учитывается, что в реальной эксплуатации двигателя в летательном аппарате на вход в двигатель поступает поток воздуха с неравномерным полем полного давления, возникающим вследствие возможных маневров летательного аппарата, а также из-за попадания турбулентного потока на вход в воздухозаборник. Это обстоятельство приводит к снижению тяги двигателя и запаса газодинамической устойчивости его вентилятора ниже необходимого уровня.The main disadvantage of the known engine control method is the fact that the laws of fuel supply to the main and afterburner combustion chambers, control of the position of the jet nozzle flaps and compressor guide vanes are selected under conditions of a uniform field of total pressure at the inlet either by calculation when creating a mathematical model, or experimentally when debugging the engine at the stand. At the same time, it is not taken into account that in real operation of the engine in an aircraft, an air flow with an uneven total pressure field is supplied to the engine inlet, which arises as a result of possible maneuvers of the aircraft, as well as due to the ingress of a turbulent flow at the inlet to the air intake. This circumstance leads to a decrease in the engine thrust and the margin of gas-dynamic stability of its fan below the required level.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом в составе силовой установки летательного аппарата, заключающийся в том, что на стационарных режимах работы, в том числе на режимах «максимальный форсированный» и «крейсерский», и на переходных режимах работы измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и полета летательного аппарата, по измеренным значениям внешних параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик для конкретного режима работы турбореактивного двигателя реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с предварительно определенными эталонными значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания, расход топлива в форсажной камере, угол установки направляющего аппарата, площадь критического сечения реактивного сопла, и в зависимости от них формируют управляющий сигнал с учетом приоритетности регулирующих факторов, определяемой для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний турбореактивного двигателя, и с учетом корректирующих поправок, величина которых зависит от изменения внешних условий полета летательного аппарата (RU 2692189, 2019 г.).The closest to the invention in terms of the technical essence and the achieved technical result is a method for controlling a turbojet engine with an afterburner and an adjustable jet nozzle as part of the power plant of an aircraft, which consists in the fact that in stationary modes of operation, including the modes "maximum forced" and "Cruising", and in transient operating modes, the external parameters of the turbojet engine operating process and the flight of the aircraft are measured, the measured values of the external parameters are used to calculate the internal parameters of the turbojet engine operating process inaccessible for measurement, and the real values are determined as operational characteristics for a specific operating mode of the turbojet engine thrust and gas-dynamic stability margin of the fan, compare the values of the obtained operational characteristics with predetermined reference values of thrust and gas-dynamic margin stability for a specific operating mode, based on the results of a comparison of operational characteristics, the standard values of the influence of regulatory factors are determined, which are used as the fuel consumption in the main combustion chamber, fuel consumption in the afterburner, the angle of the guide vane, the critical section area of the jet nozzle, and depending on a control signal is generated from them, taking into account the priority of the regulatory factors, determined for each stationary and transient operating mode based on the results of preliminary tests of the turbojet engine, and taking into account corrective amendments, the value of which depends on changes in the external flight conditions of the aircraft (RU 2692189, 2019 No. ).

При реализации известного способа управления частично решается задача повышения эффективности работы двигателя путем частичного восстановления оптимальной величины тяги двигателя за счет корректировки управляющего воздействия, сформированного с учетом параметров внешних условий полета летательного аппарата, в частности, неоднородного поля полного давления воздуха на входе в двигатель. Но при этом в процессе формирования управляющего сигнала не учитывается реальное состояние двигателя, изменение эксплуатационных характеристик его узлов и агрегатов, что не позволяет оптимизировать в полном объеме тяговые характеристики и показатели удельного расхода топлива на стационарных режимах работы двигателя.When implementing the known control method, the problem of increasing the efficiency of the engine is partially solved by partially restoring the optimal value of the engine thrust by adjusting the control action formed taking into account the parameters of the external flight conditions of the aircraft, in particular, the inhomogeneous field of the total air pressure at the engine inlet. But at the same time, in the process of forming the control signal, the real state of the engine, changes in the operational characteristics of its components and assemblies are not taken into account, which does not allow to fully optimize the traction characteristics and indicators of specific fuel consumption at stationary engine operating modes.

Техническая проблема, решаемая изобретением, заключается в том, что в процессе формирования управляющего сигнала на стационарных режимах работы необходимо учитывать эксплуатационное состояние турбореактивного двигателя, его узлов и агрегатов при определении величины тяги двигателя и запаса газодинамической устойчивости вентилятора.The technical problem solved by the invention lies in the fact that in the process of generating the control signal in stationary operating modes, it is necessary to take into account the operational state of the turbojet engine, its components and assemblies when determining the engine thrust and the gas dynamic stability margin of the fan.

Техническим результатом изобретения является повышение эффективной тяги двигателя в составе силовой установки на «максимальном форсированном» режиме работы и снижение эффективного удельного расхода топлива (то есть повышение топливной экономичности) на «крейсерском» режиме работы двигателя за счет оптимизации управляющего сигнала, сформированного с учетом дополнительной корректирующей поправки, учитывающей эксплуатационное состояние турбореактивного двигателя.The technical result of the invention is to increase the effective thrust of the engine as part of the power plant at the "maximum forced" operating mode and to reduce the effective specific fuel consumption (that is, to increase fuel efficiency) at the "cruising" operating mode of the engine by optimizing the control signal generated taking into account an additional corrective an amendment that takes into account the operational state of the turbojet engine.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа управления турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом в составе силовой установки летательного аппарата, заключающегося в том, что на стационарных режимах работы, в том числе на режимах «максимальный форсированный» и «крейсерский», и на переходных режимах работы измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и полета летательного аппарата, по измеренным значениям внешних параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик для конкретного режима работы турбореактивного двигателя реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с предварительно определенными эталонными значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания, расход топлива в форсажной камере, угол установки направляющего аппарата, площадь критического сечения реактивного сопла, и в зависимости от них формируют управляющий сигнал с учетом приоритетности регулирующих факторов, определяемой для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний турбореактивного двигателя, и с учетом корректирующих поправок, величина которых зависит от изменения внешних условий полета летательного аппарата, на «максимальном форсированном» и «крейсерском» режимах работы вводят дополнительную корректирующую поправку управляющего сигнала с одновременным определением величины ускорения полета летательного аппарата, введение дополнительной корректирующей поправки начинают на установившемся стационарном режиме работы, продолжают при наличии положительного значения величины ускорения полета летательного аппарата и заканчивают при достижении этой величиной нулевого значения, причем на «максимальном форсированном» режиме работы дополнительную корректирующую поправку вводят путем изменения площади критического сечения реактивного сопла, а на «крейсерском» режиме работы - путем по меньшей мере однократного изменения площади критического сечения реактивного сопла и последующего уменьшения расхода топлива в основной камере сгорания со снижением скорости полета летательного аппарата до оптимального значения на этом режиме.The claimed technical result is achieved due to the fact that when implementing a method for controlling a turbojet engine with an afterburner and an adjustable jet nozzle as part of the power plant of an aircraft, which consists in the fact that in stationary modes of operation, including the modes "maximum forced" and " cruising ", and in transient operating modes, the external parameters of the turbojet engine operating process and the flight of the aircraft are measured, the measured values of the external parameters are used to calculate the internal parameters of the turbojet engine operating process inaccessible for measurement, and the actual values of thrust are determined as operational characteristics for a specific operating mode of the turbojet engine and the values of the margin of gas-dynamic stability of the fan, the values of the obtained operational characteristics are compared with the predetermined reference values of the thrust and the value of the margin of gas-dynamic stability and for a specific mode of operation, based on the results of a comparison of operational characteristics, the standard values of the influence of regulatory factors are determined, which are used as the fuel consumption in the main combustion chamber, fuel consumption in the afterburner, the angle of installation of the guide vane, the critical section area of the jet nozzle, and depending on they generate a control signal taking into account the priority of the regulatory factors, determined for each stationary and transient operating mode according to the results of preliminary tests of the turbojet engine, and taking into account corrective corrections, the value of which depends on changes in the external flight conditions of the aircraft, at the "maximum forced" and " cruising "modes of operation, an additional corrective correction of the control signal is introduced with the simultaneous determination of the magnitude of the flight acceleration of the aircraft, the introduction of an additional corrective correction begins at a steady station ionar mode of operation, continue in the presence of a positive value of the acceleration of the flight of the aircraft and end when this value reaches zero, and in the "maximum forced" mode of operation, an additional corrective correction is introduced by changing the critical section area of the jet nozzle, and in the "cruise" mode of operation - by at least one change in the critical section area of the jet nozzle and subsequent decrease in fuel consumption in the main combustion chamber with a decrease in the flight speed of the aircraft to the optimum value in this mode.

Существенность отличительных признаков способа управления турбореактивным двигателем подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение, обеспечивает достижение технического результата - повышение эффективной тяги двигателя в составе силовой установки на «максимальном форсированном» режиме работы и снижение эффективного удельного расхода топлива (то есть повышение топливной экономичности) на «крейсерском» режиме работы двигателя за счет оптимизации управляющего сигнала, сформированного с учетом дополнительной корректирующей поправки, учитывающей эксплуатационное состояние турбореактивного двигателя.The significance of the distinctive features of the method for controlling a turbojet engine is confirmed by the fact that only the combination of all actions and operations describing the invention ensures the achievement of the technical result - an increase in the effective thrust of the engine as part of a power plant in the "maximum forced" operating mode and a decrease in the effective specific fuel consumption (that is improving fuel efficiency) in the "cruising" mode of engine operation by optimizing the control signal generated with an additional corrective correction that takes into account the operational state of the turbojet engine.

Пример реализации способа управления турбореактивным двигателем поясняется фигурой, где схематично представлена система управления турбореактивным двигателем.An example of the implementation of the method for controlling a turbojet engine is illustrated by the figure, which schematically shows the control system for a turbojet engine.

Турбореактивный двигатель 1 в составе силовой установки летательного аппарата содержит входное устройство 2, вентилятор 3 с регулируемым направляющим аппаратом, компрессор 4 высокого давления, основную камеру сгорания 5 с системой 6 подачи топлива, турбину 7 высокого давления, турбину 8 низкого давления, камеру смешения 9, форсажную камеру 10 с системой 11 подачи топлива и регулируемое реактивное сопло 12.The turbojet engine 1 as part of the power plant of the aircraft contains an input device 2, a fan 3 with an adjustable guide vane, a high-pressure compressor 4, a main combustion chamber 5 with a fuel supply system 6, a high-pressure turbine 7, a low-pressure turbine 8, a mixing chamber 9, afterburner 10 with a fuel supply system 11 and an adjustable jet nozzle 12.

Система управления двигателя 1 содержит набор датчиков измеряемых эксплуатационных параметров двигателя: датчик 13 полной температуры Т*_вх на входе в вентилятор 3, датчик 14 полного давления Р*_вх на входе в вентилятор 3, датчик 15 угла установки α_НА направляющего аппарата вентилятора 3, сеть 16 датчиков полного давления Р*_в за вентилятором 3, датчик 17 физической частоты вращения N₁ вентилятора 3, датчик 18 полного давления Р*_к за компрессором 4 высокого давления, датчик 19 расхода топлива G_T в основной камере сгорания 5, датчик 20 физической частоты вращения N₂ компрессора 4 высокого давления, датчик 21 полного давления Р*_т за турбиной 8 низкого давления, датчик 22 расхода топлива G_тф в форсажной камере 10 и датчик 23 площади критического сечения F_кр регулируемого реактивного сопла 12.The engine control system 1 contains a set of sensors for the measured operational parameters of the engine: sensor 13 of the full temperature T * _in at the inlet to the fan 3, the sensor 14 of the total pressure P * _in at the inlet to the fan 3, the sensor 15 of the angle of installation α _ON the fan guide vane 3, the network 16 full pressure sensors P * _in after fan 3, sensor 17 of physical speed N _{1 of} fan 3, full pressure sensor 18 P * _k after high pressure compressor 4, fuel flow sensor 19 G _T in the main combustion chamber 5, sensor 20 of physical frequency rotation N ₂ of the high-pressure compressor 4, the total pressure sensor 21 P * _t behind the low-pressure turbine 8, the fuel flow sensor 22 G _tf in the afterburner 10 and the sensor 23 of the critical section area F _{cr of the} adjustable jet nozzle 12.

Все датчики 13-23 связаны с устройством 24 сбора данных измерений, которое подключено к штатной системе 25 автоматического управления, связанной с задающим устройством 26. К штатной системе 25 автоматического управления подключен блок 27 коррекции управляющих сигналов, который состоит из вычислителя 28, определителя 29 с запоминающим устройством 30 и сумматора 31. Вычислитель 28, предназначенный для вычисления соотношения между изменением скорости полета, расхода топлива в камеру сгорания 5 и площади критического сечения реактивного сопла 12, своими входами связан со штатной системой 25 автоматического управления, задающим устройством 26 и устройством 24 сбора данных измерений, а выходом подключен к входу определителя 29, предназначенного для определения величины коррекции управляющих сигналов (поправок), выход которого подключен к сумматору 31, который интегрирует штатный сигнал на управление створками реактивного сопла 12 и расхода топлива в основную камеру сгорания 5, а также величину коррекции положения створок реактивного сопла 12 и расхода топлива в основную камеру сгорания 5, полученные в определителе 29.All sensors 13-23 are connected to a device 24 for collecting measurement data, which is connected to a standard automatic control system 25 associated with a driver 26. A block 27 for correcting control signals is connected to the standard automatic control system 25, which consists of a calculator 28, a determinant 29 s memory 30 and adder 31. Calculator 28, designed to calculate the ratio between the change in flight speed, fuel consumption in the combustion chamber 5 and the critical section of the jet nozzle 12, is connected with its inputs to the standard automatic control system 25, the master 26 and the collection device 24 measurement data, and the output is connected to the input of the determinant 29, designed to determine the value of the correction of control signals (corrections), the output of which is connected to the adder 31, which integrates the standard signal to control the flaps of the jet nozzle 12 and fuel consumption into the main combustion chamber 5, as well as greatness on the correction of the position of the flaps of the jet nozzle 12 and the fuel consumption in the main combustion chamber 5, obtained in the determinant 29.

В запоминающее устройство 30 занесен набор характеристик вентилятора 3, полученный по результатам автономных испытаний вентилятора 3 с различным заданным уровнем неравномерности полного давления на входе, равном 0, 2, 4, 6, 8, 10% и расположенным в порядке возрастания замеренного уровня неравномерности полного давления на выходе вентилятора 3. Также в запоминающее устройство 30 заносят данные о параметрах влияния регулирующих факторов на тягу R двигателя 1 и величину запаса газодинамической устойчивости ΔК вентилятора 3, определяемые предварительно по математической модели двигателя на стационарных режимах с шагом по приведенной частоте вращения вентилятора 3 методом малых отклонений (А.Я. Черкез, «Инженерные расчеты газотурбинных двигателей методом малых отклонений» М., Машиностроение, 1965), путем последовательного задания небольшого (не более 2-3%) изменения каждого из регулирующих факторов. При этом в качестве регулирующих факторов используют расход топлива G_т в основной камере сгорания 5, расход топлива G_тф в форсажной камере 10, угол установки α_НА направляющего аппарата, площадь критического сечения F_кp реактивного сопла 12.The memory device 30 contains a set of characteristics of the fan 3, obtained from the results of autonomous tests of the fan 3 with a different set level of unevenness of the total pressure at the inlet, equal to 0, 2, 4, 6, 8, 10% and arranged in ascending order of the measured level of unevenness of the total pressure at the outlet of the fan 3. Also, the data on the parameters of the influence of the regulating factors on the thrust R of the engine 1 and the value of the margin of gas dynamic stability ΔK of the fan 3 are entered into the memory device 30, which are determined preliminarily according to the mathematical model of the engine in stationary modes with a step in the reduced speed of rotation of the fan 3 by deviations (A.Ya. Cherkez, "Engineering calculations of gas turbine engines by the method of small deviations" M., Mashinostroenie, 1965), by sequentially setting a small (no more than 2-3%) change in each of the regulating factors. In this case, the fuel consumption G _t in the main combustion chamber 5, the fuel consumption G _tf in the afterburner 10, the angle of installation α _{HA of the} guide _vane , and the critical section area F _{cr of the} jet nozzle 12 are used as regulating factors.

Сумматор 31 определяет итоговые величины сигнала 32 управляющего фактора по расходу топлива G_т в основной камере сгорания 5, сигнала 33 по расходу топлива G_тф в форсажной камере 10, сигнала 34 по площади критического сечения F_кp регулируемого реактивного сопла 12, сигнала 35 по углу установки α_НА направляющего аппарата.The adder 31 determines the final values of the signal 32 of the control factor for the fuel consumption G _t in the main combustion chamber 5, the signal 33 for the fuel consumption G _tf in the afterburner 10, the signal 34 for the critical section area F _{cr of the} adjustable jet nozzle 12, the signal 35 for the installation angle α _{ON the} guide vane.

В линию связи между штатной системой 25 автоматического управления и сумматором 31 включен блок 36 настройки полетных режимов, связанный с командным устройством 37 и блоком 38 управления летательного аппарата, который передает блоку 36 настройки полетных режимов значение заданной скорости полета летательного аппарата.The communication line between the standard automatic control system 25 and the adder 31 includes a flight mode setting unit 36 connected to the command device 37 and the aircraft control unit 38, which transmits to the flight mode setting unit 36 the value of the specified flight speed of the aircraft.

Работа системы 25 автоматического управления зависит от командного сигнала, формируемого в командном устройстве 37. Если от командного устройства 37 сигнала не поступает, то блок 36 настройки полетных режимов напрямую передает параметры от штатной системы 25 автоматического управления в сумматор 31 без дополнительных преобразований.The operation of the automatic control system 25 depends on the command signal generated in the command device 37. If no signal is received from the command device 37, then the flight mode setting unit 36 directly transmits the parameters from the standard automatic control system 25 to the adder 31 without additional conversions.

На стационарных и переходных режимах работы двигателя 1 с помощью датчиков 13, 15 и 17-23 измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя 1, полученные данные измерений из устройства 24 сбора данных измерений передаются в штатную систему 25 автоматического управления, в которую также поступают из блока 38 управления летательного аппарата измеренные параметры полета (скорость) летательного аппарата. В системе 25 автоматического управления по измеренным значениям вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя 1 и определяют в качестве эксплуатационных характеристик для конкретного режима работы двигателя 1 реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора 3, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с эталонными значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, предварительно определенными по результатам испытаний двигателя либо рассчитанными по его математической модели.In stationary and transient operating modes of the engine 1, using sensors 13, 15 and 17-23, the external parameters of the working process of the turbojet engine 1 are measured, the obtained measurement data from the device 24 for collecting measurement data are transferred to the standard automatic control system 25, which is also received from the unit 38 aircraft controls measured flight parameters (speed) of the aircraft. In the automatic control system 25, the measured values are used to calculate the internal parameters of the engine 1 operation that are not available for measurement and determine the actual values of thrust and the magnitude of the gas dynamic stability margin of the fan 3 as operational characteristics for a specific operating mode of the engine 1, compare the values of the obtained operational characteristics with the reference values of thrust and the value of the margin of gas-dynamic stability for a specific operating mode, previously determined from the results of engine tests or calculated according to its mathematical model.

По результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива G_т в основной камере сгорания 5, расход топлива G_тф в форсажной камере 10, угол α_НА установки направляющего аппарата, площадь критического сечения F_кp реактивного сопла 12. Данные о штатной величине воздействия регулирующих факторов передаются в сумматор 31 блока 27 коррекции управляющих сигналов.Based on the results of a comparison of operational characteristics, the standard values of the influence of regulatory factors are determined, which are used as the fuel consumption G _t in the main combustion chamber 5, the fuel consumption G _tf in the afterburner 10, the angle α _{HA of} the guide _vane installation, the critical section area F _{cr of the} jet nozzle 12 The data on the nominal value of the influence of the regulating factors are transmitted to the adder 31 of the block 27 for correcting the control signals.

Для определения поправок, учитывающих уровень неравномерности полного давления за вентилятором 3, в вычислителе 28 рассчитывают действительные значения эксплуатационных характеристик двигателя 1 для конкретного режима его работы с учетом уровня неравномерности полного давления за вентилятором 3 и эталонные значения тяги R_эт и величины запаса газодинамической устойчивости ΔК_эт, рассчитанные с учетом характеристики вентилятора, соответствующей однородному потоку на входе в двигатель 1 и максимальному значению полного давления в плоскости входа в двигатель 1.To determine the corrections taking into account the level of unevenness of the total pressure behind the fan 3, the calculator 28 calculates the actual values of the operational characteristics of the engine 1 for a specific mode of its operation, taking into account the level of unevenness of the total pressure behind the fan 3 and the reference values of the thrust R _fl and the value of the margin of gas dynamic stability ΔK _fl , calculated taking into account the fan characteristics corresponding to a uniform flow at the inlet to the motor 1 and the maximum value of the total pressure in the plane of the inlet to the motor 1.

Действительные значения тяги

и величины запаса газодинамической устойчивости

определяют с учетом характеристики вентилятора 3, соответствующей значению уровня неравномерности полного давления за вентилятором 3, определенному по осредненному значению показаний сети 16 датчиков полного давления за вентилятором 3.Actual thrust values

and the value of the margin of gas dynamic stability

determined taking into account the characteristics of the fan 3, corresponding to the value of the level of unevenness of the total pressure behind the fan 3, determined by the averaged value of the readings of the network 16 of the total pressure sensors downstream of the fan 3.

Эталонное значение тяги R_эт определяют с учетом характеристики вентилятора 3, соответствующей однородному потоку на входе (уровень неравномерности равен 0) и показаниям датчика 14 полного давления на входе вентилятора 3, соответствующим наибольшему значению полного давления в плоскости входа. По показаниям сети 16 датчиков полного давления определяют значение показателя неравномерности.The reference value of the thrust R _et is determined taking into account the characteristics of the fan 3, corresponding to a uniform flow at the inlet (the level of unevenness is 0) and the readings of the total pressure sensor 14 at the inlet of the fan 3, corresponding to the highest value of the total pressure in the inlet plane. According to the network readings, 16 total pressure sensors determine the value of the unevenness indicator.

По известному значению показателя неравномерности, набору характеристик вентилятора 3 с заранее определенной линией границы устойчивой работы и протеканию линии рабочих режимов на характеристике вентилятора 3 в условиях однородного потока и реального значения параметра неравномерности вычислитель 28 определяет действительную величину запаса газодинамической устойчивости

вентилятора.According to the known value of the unevenness index, the set of characteristics of the fan 3 with a predetermined line of the boundary of stable operation and the flow of the line of operating modes on the characteristic of the fan 3 under conditions of a uniform flow and the real value of the unevenness parameter, the calculator 28 determines the actual value of the margin of gas dynamic stability

fan.

Затем вычислителем 28 определяют величину невязки по величине запаса газодинамической устойчивости вентилятора δΔК.Then the calculator 28 determines the magnitude of the discrepancy according to the value of the margin of gas dynamic stability of the fan δΔК.

Исходя из приоритетности параметров влияния на соответствующем режиме работы двигателя 1 по приведенной частоте вращения определитель 29 поправок выбирает по данным запоминающего устройства 30 два параметра регулирования с наибольшим влиянием, определяет величину поправок к штатным значениям регулирующих факторов и направляет их в сумматор 31.Based on the priority of the influence parameters in the corresponding operating mode of the engine 1 according to the reduced speed of rotation, the corrections determinant 29 selects, according to the memory device 30, two control parameters with the greatest influence, determines the amount of corrections to the standard values of the control factors and sends them to the adder 31.

Сумматор 31 складывает величины регулирующих факторов от штатной системы 25 автоматического управления и от определителя 29 поправок, а результаты отправляет в штатную систему 25 автоматического управления, где они сравниваются с величинами по запасу регулирования каждого регулирующего фактора и формируется управляющий сигнал с учетом приоритетности регулирующих факторов, определяемой для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний турбореактивного двигателя, и с учетом корректирующих поправок, величина которых зависит от изменения внешних условий полета летательного аппарата. Управляющий сигнал направляется на регулирующие органы и исполнительные механизмы двигателя 1, которым выдается команда на увеличение или уменьшение соответствующего регулирующего фактора (G_т, F_кp, (α_НА, G_тф).The adder 31 adds up the values of the control factors from the standard automatic control system 25 and from the corrections determinant 29, and the results are sent to the standard automatic control system 25, where they are compared with the values of the regulation margin of each control factor and a control signal is generated taking into account the priority of the control factors determined for each stationary and transient operating mode according to the results of preliminary tests of the turbojet engine, and taking into account corrective corrections, the value of which depends on changes in the external flight conditions of the aircraft. The control signal is sent to the regulating bodies and actuators of the engine 1, which are given a command to increase or decrease the corresponding regulating factor (G _t , F _cr , (α _HA , G _tf ).

В случае невозможности полностью выполнить указанные команды на увеличение или уменьшение регулирующего фактора в связи с отсутствием запаса регулирования этого регулирующего фактора, штатная система 25 автоматического управления в первую очередь выбирает весь запас регулирования, а затем отправляет сигнал в вычислитель 28 о проведении нового расчета, в котором вместо полностью выработанного регулирующего фактора используется следующий в порядке приоритетности.If it is impossible to fully execute the indicated commands to increase or decrease the control factor due to the lack of a regulation margin of this control factor, the standard automatic control system 25 first of all selects the entire control margin, and then sends a signal to the computer 28 about a new calculation, in which instead of a fully developed regulatory factor, the next in priority order is used.

На «максимальном форсированном» и «крейсерском» стационарных режимах работы вводят дополнительную корректирующую поправку управляющего сигнала с одновременным определением величины ускорения полета летательного аппарата. Величина этой коррекции на максимальных режимах определяется путем косвенной оценки эффективной тяги по динамике изменения доступных для измерения параметров, в первую очередь, изменения ускорения летательного аппарата при изменении скорости перекладки створок реактивного сопла, на «крейсерских» режимах - по оценке изменения расхода топлива в камеру сгорания при постоянной скорости крейсерского полета.At the "maximum forced" and "cruising" stationary modes of operation, an additional corrective correction of the control signal is introduced with the simultaneous determination of the magnitude of the flight acceleration of the aircraft. The magnitude of this correction at maximum modes is determined by indirectly evaluating the effective thrust from the dynamics of changes in the parameters available for measurement, first of all, the change in the acceleration of the aircraft when the speed of the reversing of the jet nozzle flaps is changed, in "cruising" modes - by evaluating the change in fuel consumption into the combustion chamber at a constant cruise speed.

Влияние изменения площади критического сечения реактивного сопла F_кp на величину эффективной тяги R_эф (а, следовательно, на удельный эффективный расход топлива С_Rэф) связано со следующими обстоятельствами. Эффективная тяга турбореактивного двигателя представляет собой разность между внутренней тягой двигателя R_вн и силой сопротивления элементов турбореактивного двигателя - входного устройства и внешних обводов сопла Х_сопрСУ, то естьThe effect of changing the critical section area of the jet nozzle F _cr on the effective thrust R _eff (and, consequently, on the specific effective fuel consumption C _Ref ) is associated with the following circumstances. The effective thrust of a turbojet engine is the difference between the internal thrust of the engine R _nn and the drag force of the elements of the turbojet engine - the inlet device and the outer contours of the nozzle X _resistor , that is

R_эф=R_вн - Х_сопрСУ.R _eff = R _ext - X _soprSU.

Изменение площади критического сечения реактивного сопла в первую очередь воздействует на ступени турбины низкого давления (ТНД), изменяя степень понижения давлении π_т в ней, частоту вращения n_нд ротора низкого давления и, соответственно, расход воздуха G_в через двигатель. Кроме того, может несколько измениться и степень повышения давления в компрессоре низкого давления (КНД).Changing the area of the critical section of the nozzle primarily affects the low-pressure stage turbine (LPT) by changing the degree of reduced pressure therein π _m, _lp rotational speed n of the rotor and a low pressure, respectively, the air flow through the engine _in G. In addition, the pressure ratio in the low pressure compressor (LPC) may change slightly.

Так, например, увеличение площади критического сечения реактивного сопла F_кp приведет к увеличению степени понижения давлении в ТНД, что (в зависимости от характеристики ТНД) может привести к увеличению частоты вращения ротора низкого давления и, соответственно, увеличению расхода воздуха через двигатель.So, for example, an increase in the critical section area of the jet nozzle _Fcp will lead to an increase in the degree of pressure reduction in the high-pressure fuel pump, which (depending on the characteristics of the high-pressure fuel pump) can lead to an increase in the low-pressure rotor speed and, accordingly, to an increase in air flow through the engine.

В зависимости от характеристики КНД, в основном, от протекания его коэффициента полезного действия может возрасти или уменьшиться внутренняя тяга двигателя. С другой стороны, увеличение расхода воздуха через двигатель смещает точку совместной работы входного устройства и двигателя вправо (на большие значения коэффициента расхода), что приведет к снижению коэффициента сопротивления С_хВУ входного устройства (ВУ) и, чаще всего, снижению коэффициента восстановления полного давления σ_вх в ВУ. Влияние этих двух параметров на величину эффективной тяги R_эф имеет противоположенный характер, в связи с чем при определенном значении F_кp достигается максимум значения R_эф.Depending on the characteristics of the LPC, mainly due to the flow of its efficiency, the internal thrust of the engine may increase or decrease. On the other hand, an increase in the air flow through the engine shifts the point of joint operation of the input device and the engine to the right (by large values of the flow coefficient), which will lead to a decrease in the resistance coefficient С _{хВУ of the} input device (VU) and, most often, to a decrease in the total pressure recovery coefficient σ _input to VU. The influence of these two parameters on the effective thrust R _eff has an opposite character, and therefore, at a certain value of F _cr , the maximum value of R _{eff is} achieved.

Введение дополнительной корректирующей поправки начинают на установившемся стационарном режиме работы, продолжают при наличии положительного значения величины ускорения полета летательного аппарата и заканчивают при достижении этой величиной нулевого значения, причем на «максимальном форсированном» режиме работы дополнительную корректирующую поправку вводят путем изменения площади критического сечения реактивного сопла, а на «крейсерском» режиме работы - путем по меньшей мере однократного изменения площади критического сечения реактивного сопла и последующего уменьшения расхода топлива в основной камере сгорания со снижением скорости полета летательного аппарата до оптимального значения на этом режиме.The introduction of an additional corrective correction begins at a steady stationary mode of operation, continues with a positive value of the aircraft flight acceleration and ends when this value reaches zero, and in the "maximum forced" mode of operation, an additional corrective correction is introduced by changing the critical section area of the jet nozzle, and in the "cruise" mode of operation - by at least one change in the critical section area of the jet nozzle and subsequent reduction of fuel consumption in the main combustion chamber with a decrease in the flight speed of the aircraft to the optimal value in this mode.

Для этого на установившемся стационарном режиме работы на блок 36 настройки полетных режимов подаются командный сигнал от командного устройства 37 и сформированные штатной системой 25 автоматического управления дополнительные корректирующие поправки по величинам площади F_кp критического сечения сопла и расходу топлива G_т в основной камере сгорания, которые затем из блока 36 передаются в сумматор 31.To do this, in a steady-state stationary mode of operation, a command signal from the command device 37 and additional corrections for the values of the area F _{cr of the} critical section of the nozzle and the fuel consumption G _t in the main combustion chamber, which are then formed by the standard automatic control system 25, are sent to the unit 36 from block 36 are transferred to adder 31.

Внесение дополнительных корректирующих поправок на каждом из режимов осуществляется следующим образом.Making additional corrections in each of the modes is carried out as follows.

На «максимальном форсированном» режиме работы двигателя штатная система 25 автоматического управления в соответствии с сигналами датчиков 13-23 и работой блока 27 коррекции управляющих сигналов согласно описанному выше алгоритму формирует сигналы на расход топлива в основной камере сгорания, форсажной камере сгорания, положение створок реактивного сопла, определяющее площадь критического сечения сопла, а также положение направляющего аппарата вентилятора.At the "maximum forced" mode of engine operation, the standard automatic control system 25 in accordance with the signals of sensors 13-23 and the operation of the control signal correction unit 27 according to the algorithm described above generates signals for fuel consumption in the main combustion chamber, afterburner, the position of the jet nozzle flaps , which determines the nozzle throat area, as well as the position of the fan guide vanes.

После выхода на установившейся «максимальный форсированный» режим работы двигателя 1 по командному сигналу блока 38 управления летательного аппарата и командного устройства 37, блок 36 настройки полетных режимов формирует пробную величину увеличения площади ΔF_кp критического сечения сопла 12 (например, 1% от имеющейся величины площади критического сечения сопла) и подает соответствующий сигнал в сумматор 31. В сумматоре 31 интегрируется сигнал 34 по площади критического сечения F_кp регулируемого реактивного сопла 12. Если вследствие увеличения площади реактивного сопла происходит ускорение летательного аппарата, регистрируемое по результатам сравнения скоростей полета, получаемых от блока 38 управления летательного аппарата, то блок 36 настройки полетных режимов формирует повторный сигнал на увеличение площади критического сечения F_кp и система повторяет цикл. Блок 36 настройки полетных режимов, исходя из соотношения между ускорением и изменением площади критического сечения F_кp реактивного сопла 12, формирует сигнал на последующее изменение площади критического сечения F_кp, который в сумматоре 31 совместно с сигналом от определителя 29 формирует сигнал 34 по площади критического сечения F_кp регулируемого реактивного сопла 12. В случае если после увеличения площади критического сечения F_кp реактивного сопла происходит замедление летательного аппарата (значение ускорения отрицательно), то выдается сигнал на уменьшение площади F_кp и регистрируется ускорение летательного аппарата. Процесс продолжается до тех пор, пока изменение площади критического сечения F_кр реактивного сопла 12 перестает приводить к ускорению летательного аппарата, то есть значение ускорения становится близким к нулю.After reaching the steady-state "maximum forced" mode of operation of the engine 1, according to the command signal of the control unit 38 of the aircraft and the command device 37, the unit 36 for setting the flight modes forms a trial value of the increase in the area ΔF _{cr of the} critical section of the nozzle 12 (for example, 1% of the available area the critical section of the nozzle) and sends a corresponding signal to the adder 31. In the adder 31, the signal 34 is integrated over the area of the critical section F _{cr of the} adjustable jet nozzle 12. If, due to the increase in the area of the jet nozzle, the aircraft accelerates, recorded by comparing the flight speeds obtained from the unit 38 control of the aircraft, then the unit 36 for adjusting flight modes generates a repeated signal to increase the critical section area F _cr and the system repeats the cycle. The flight mode adjustment unit 36, based on the relationship between acceleration and the change in the critical section area F _{cr of the} jet nozzle 12, generates a signal for the subsequent change in the critical section area F _cr , which in the adder 31 together with the signal from the determinant 29 generates a signal 34 over the critical section area F _{cr of an} adjustable jet nozzle 12. If, after increasing the critical section F _{cr of the} jet nozzle, the aircraft decelerates (acceleration value is negative), then a signal is issued to decrease the area F _cr and the aircraft acceleration is recorded. The process continues until the change in the critical section area F _{cr of the} jet nozzle 12 ceases to lead to the acceleration of the aircraft, that is, the acceleration value becomes close to zero.

На установившемся «крейсерском» режиме работы двигателя с крейсерской скоростью полета функционирование системы управления полностью в части изменения площади критического сечения F_кp реактивного сопла 12 аналогично работе на «максимальных форсированных» режимах, при этом после каждого изменения площади критического сечения F_кp реактивного сопла 12 осуществляется уменьшение расхода топлива G_т со снижением скорости полета летательного аппарата до оптимального значения на этом режиме. Для этого блок 36 настройки полетных режимов формирует поправочную величину уменьшения расхода топлива ΔG_т и через сумматор 31 формирует сигнал 32 управляющего фактора по расходу топлива 19 в основную камеру сгорания 5.At the steady "cruising" mode of operation of the engine at a cruising flight speed, the control system operates completely in terms of changing the critical section area F _{cr of the} jet nozzle 12 is similar to operation in the "maximum forced" modes, while after each change in the critical section F _{cr of the} jet nozzle 12 a decrease in fuel consumption G _t with a decrease in the flight speed of the aircraft to the optimal value in this mode. For this, the unit 36 for adjusting the flight modes generates a correction value for reducing the fuel consumption ΔG _t and through the adder 31 generates a signal 32 of the control factor for the fuel consumption 19 to the main combustion chamber 5.

Такое осуществление способа управления турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом в составе силовой установки летательного аппарата позволяет обеспечить повышение эффективной тяги двигателя на «максимальном форсированном» режиме работы и снижение эффективного удельного расхода топлива на «крейсерском» режиме работы двигателя (то есть повышение топливной экономичности) за счет оптимизации управляющего сигнала, сформированного с учетом дополнительной корректирующей поправки, учитывающей эксплуатационное состояние турбореактивного двигателя.Such an implementation of the method for controlling a turbojet engine with an afterburner and an adjustable jet nozzle as part of the power plant of an aircraft allows an increase in the effective engine thrust at the "maximum forced" operating mode and a decrease in the effective specific fuel consumption in the "cruise" operating mode of the engine (that is, an increase in fuel efficiency) by optimizing the control signal generated taking into account an additional corrective correction that takes into account the operational state of the turbojet engine.

Claims

Способ управления турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом в составе силовой установки летательного аппарата, заключающийся в том, что на стационарных режимах работы, в том числе на режимах «максимальный форсированный» и «крейсерский», и на переходных режимах работы измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и полета летательного аппарата, по измеренным значениям внешних параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик для конкретного режима работы турбореактивного двигателя реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с предварительно определенными эталонными значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания, расход топлива в форсажной камере, угол установки направляющего аппарата, площадь критического сечения реактивного сопла, и в зависимости от них формируют управляющий сигнал с учетом приоритетности регулирующих факторов, определяемой для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний турбореактивного двигателя, и с учетом корректирующих поправок, величина которых зависит от изменения внешних условий полета летательного аппарата, отличающийся тем, что на «максимальном форсированном» и «крейсерском» режимах работы вводят дополнительную корректирующую поправку управляющего сигнала с одновременным определением величины ускорения полета летательного аппарата, введение дополнительной корректирующей поправки начинают на установившемся стационарном режиме работы, продолжают при наличии положительного значения величины ускорения полета летательного аппарата и заканчивают при достижении этой величиной нулевого значения, причем на «максимальном форсированном» режиме работы дополнительную корректирующую поправку вводят путем изменения площади критического сечения реактивного сопла, а на «крейсерском» режиме работы - путем по меньшей мере однократного изменения площади критического сечения реактивного сопла и последующего уменьшения расхода топлива в основной камере сгорания со снижением скорости полета летательного аппарата до оптимального значения на этом режиме.A method for controlling a turbojet engine with an afterburner and an adjustable jet nozzle as part of an aircraft power plant, which consists in the fact that in stationary modes of operation, including the modes "maximum forced" and "cruising", and in transient modes of operation, external parameters are measured the operating process of the turbojet engine and the flight of the aircraft, according to the measured values of external parameters, the internal parameters of the operating process of the turbojet engine that are not available for measurement are calculated and the actual values of thrust and the magnitude of the gas-dynamic stability margin of the fan are compared as operational characteristics for a specific operating mode of the turbojet engine, characteristics with predetermined reference values of thrust and gas dynamic stability margin for a specific operating mode, based on the results of comparison of the operational character istik determine the standard values of the influence of the regulatory factors, which are used as the fuel consumption in the main combustion chamber, the fuel consumption in the afterburner, the angle of the guide vane, the critical section area of the jet nozzle, and, depending on them, the control signal is generated taking into account the priority of the regulatory factors, determined for each stationary and transient operating mode according to the results of preliminary tests of the turbojet engine, and taking into account corrective amendments, the value of which depends on changes in the external flight conditions of the aircraft, characterized in that at the "maximum forced" and "cruising" operating modes, an additional correcting correction of the control signal with the simultaneous determination of the magnitude of the acceleration of the flight of the aircraft, the introduction of an additional corrective correction begins at a steady stationary mode of operation, continues in the presence of a positive values of the acceleration of the flight of the aircraft and end when this value reaches zero, and in the "maximum forced" mode of operation, an additional corrective correction is introduced by changing the critical section of the jet nozzle, and in the "cruising" mode of operation - by at least one change in the area the critical section of the jet nozzle and the subsequent decrease in fuel consumption in the main combustion chamber with a decrease in the flight speed of the aircraft to the optimal value in this mode.