автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Разработка и исследование газодинамического метода измерения параметров для задач управления ВРД

МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

РАЗРАБОТКА И ИССЛЕДОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО МЕТОДА ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДЛЯ ЗАДАЧ УПРАВЛЕНИЯ ВРД

Специальность 05.07.05 «Двигатели летательных аппаратов, тепловые, электроракетные и энергоустановки»

УДК 629.735.33.016+621.45.015

На правах рукописи

ПЕРЕЛЫГИН СЕРГЕЙ СЕРГЕЕВИЧ

Автореферат диссертации на соискание учёной степени

кандидата технических наук

Москва, 2004

Работа выполнена на кафедре «Авиационные двигатели и энергетические установки» в Московском авиационном институте (государственном техническом университете)

Научный руководитель: Кандидат технических наук, доцент Александр Вячеславович Батенин

Официальные оппоненты: Доктор технических наук, профессор Юрий Борисович Кулифеев Кандидат технических наук Юрий Маркович Зеликин

Ведущая организация: ГУП «Тушинское машиностроительное конструкторское бюро «СОЮЗ»», г. Москва.

Защита состоится «_»_2004г._час_мин

на заседании диссертационного совета Д 212.125.08 в Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу: 125993, г.Москва, ГСП, Волоколамское шоссе, д.4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института (государственного технического университета).

Ваш отзыв на автореферат в одном экземпляре, заверенный

печатью, просим направить по указанному адресу.

«30»

Автореферат разослан 2004г.

Учёный секретарь диссертавдгошш'о совета:

Кандидат технических наук, доцент _Э.Н. Никипорец

Общая характеристика работы

Актуальность темы.

Прогресс в развитии управления силовой установкой определяется развитием методов получения и обработки измерительной информации. В реальных конструкциях при совершении полёта вынуждены ограничиться лишь небольшим набором измеряемых параметров. Это частота вращения ротора, расход топлива, положение РУД, створок реактивного сопла и.т.д. Наибольшая проблема заключается в измерении газодинамических параметров (скорость потока, давление, температур). Ряд параметров таких как тяга, температура газа перед турбиной, удельный расход топлива, запас газодинамической устойчивости и др. не измеряются в полёте. А они очень важны при создании интегральной системы управления двигателем совместно с самолётом. Известные методы измерения с помощью насадка полного давления не всегда реализуемы, например, в высокоскоростных, высокотемпературных потоках. Постановка насадка в неравномерный поток, например, на входе в вентилятор, также даёт большие погрешности.

Поэтому работа посвящена проблеме косвенного определения различных газодинамических параметров силовой установки на основании разработанного метода получения исходной информации.

Цель работы.

• Разработка нового метода определения газодинамических параметров ВРД, основанного на измерении отношения статических давлений в рядом расположенных сечениях канала;

Разработка алгоритмов определения не измеряемых в настоящее время параметров двигателя для их использования в интегральной системе управления ВРД.

Задачи исследования:

Разработка алгоритмов и методик выбора расстояния между сечениями измерений в канале для обеспечения наименьшего уровня погрешностей;

Разработка математической модели системы измерения для определения влияния погрешности датчиков на точность результирующих параметров;

Апробация надёжности и точности метода на расчётных моделях и действующих стендах.

Научная новизна диссертации заключается в: Разработке и научном обосновании нового метода получения исходной информации в движущемся высокоэнергетическом потоке газа на основании измерения статических давлений; Создании и исследовании предложенной диаграммы течения газа (воздуха), иллюстрирующей изменение относительной скорости потока в зависимости от соотношения отношения статических давлений в двух сечениях канала и отношения площадей этих же сечений;

Формировании новых алгоритмов получения необходимых для реализации интегральной системы управления ВРД параметров;

Разработке методик выбора расстояния между измерительными сечениями канала и анализе возможности их использования в зависимости от имеющейся информации;

Создании математической модели системы измерения параметров потока, позволяющей определить влияние погрешности измерения на конечный результат.

Достоверность результатов обеспечивается:

В сравнении результатов расчёта одних и тех же задач по существующим методикам и по предложенным алгоритмам; В идентичности результатов, полученных при обработке экспериментальных данных на различных стендах по существующей и предлагаемой методикам.

Автор защищает:

Новый метода измерения газодинамических параметров в канале ВРД без применения насадков полного давления; Методики выбора расстояний между сечениями измерения из условия минимизации погрешностей измерения; Математическую модель системы измерения для определения погрешности измеряемых параметров;

Алгоритмы, обеспечивающие определение не измеряемых параметров двигателя, которые необходимо использовать в интегральной системе управления ВРД;

Апробацию предлагаемого метода, проведённую на объектах действующих стендов и расчетных моделях.

Практическое значение:

• Предлагаемый метод измерения обеспечивает более высокую точность и надёжность из-за отсутствия насадков полного давления в высокотемпературном, высокоскоростном и неравномерном газовом потоке;

• Все измеряемые по предлагаемому методу газодинамические параметры потока по тракту ВРД измеряются однотипными датчиками, обрабатываются одинаковыми алгоритмами, что позволяет значительно увеличить производительность и эффективность работы системы измерения и бортового комплекса, а также унифицировать их элементы;

• Разработанная диаграмма течения позволяет наглядно представить режим течения газа (воздуха) при различном сочетании отношений статических давлений в измеряемых сечениях канала и отношений площадей этих сечений без дополнительного проведения, теоретических или экспериментальных исследований;

• Разработанный метод решает проблему измерения параметров высокотемпературных потоков (ЖРД, ГПВРД, в основных и форсажных камерах ВРД и т.д.), а также в металлургических, химических и др. производствах, где насадки полного давления не могут быть применены.

Апробация работы.

Основные результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались: на Международной научной конференция. Двигатели XXI века (Москва, 2000г.); на XXVII академических чтениях по космонавтике, посвященных памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных учёных - пионеров освоения

космического пространства, (Москва, 2003 г.); на Четвёртой Международной научно-технической конференции «Чкаловские чтения, инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники» (Егорьевск, 2002г.).

Публикации.

По теме диссертации опубликовано 3 тезиса доклада. Структура и объём работы.

Диссертация состоит из введения, 3 глав и выводов, а также библиографии из 37 наименований. Работа изложена на 122 страницах, включает в себя 41 рисунок и 13 таблиц.

Содержание работы.

Во введении показана актуальность разработки и исследования газодинамического метода измерения параметров для задач управления ВРД.

Управление сложными технологическими и рабочими процессами, в том числе и при управлении элементами силовой установки (СУ) летательных аппаратов (ЛА), оптимальными по тем или иным критериям СУ в целом, интегрированного управления СУ и ЛА, требует объективной, быстрой, точной, адекватной информации о состоянии СУ и рабочем процессе, происходящем в ней.

Прогресс в развитии управления всем комплексом СУ определяется развитием методов получения и обработки измерительной информации, то есть информации о всех необходимых параметрах, на основании которых можно сделать вывод об оптимальности работы элементов и СУ в целом. Для измерения параметров при управлении элементами СУ ЛА используются разнообразные физические параметры, выбор которых определяется спецификой управляемого объекта, задачами систем регулирования и диагностирования. Измерение этих параметров осуществляется с требуемой точностью (статической и динамической), используя при этом различные физические законы и явления.

При выборе программы регулирования или системы диагностирования исходят из целевого назначения ЛА, в котором используется данная СУ, и формируется в виде потребного протекания показателей эффективности работы СУ по условиям эксплуатации. К числу таких показателей относятся тяга двигателя или мощность, удельный расход топлива, температура газа перед турбиной, запасы газодинамической устойчивости и другие параметры, по которым

можно оценивать эффективность работы СУ в реальных условиях полета. Особенно актуальным является измерение этих параметров при разработке интегральных систем управления. Непосредственное измерение этих параметров в полете затруднено или вообще невозможно при современных методах измерения, поэтому в реальных конструкциях при совершении полета вынуждены ограничиваться лишь небольшим набором измеряемых параметров.

Методы, применяемые при этом, определяются требованиями к статическим и динамическим характеристикам системы измерений с учетом гарантированной надежности работы в течение срока эксплуатации.

Для реализации замкнутой системы управления необходимо обеспечить количественное измерение желаемого параметра. Даже если этот параметр известными физическими методами не измеряется, то необходимо искать способы количественного измерения этого параметра косвенными методами.

Таким образом, косвенное измерение параметров позволяет создать замкнутую систему управления по заданному параметру с вполне определенной точностью регулирования. При этом большое значение имеет алгоритмическое и программное обеспечение работы бортовой ЭВМ для расчета и анализа как исходной информации, так и количественного определения желаемого параметра.

Поэтому диссертация посвящена проблеме косвенного определения различных газодинамических параметров силовой установки.

В I главе предлагается и обосновывается метод косвенного определения параметров, основанный на данных измерений

статического давления. Этот метод предложен впервые в практике двигателестроения и может быть использован для измерения параметров любого потока, заключенного в канале.

Рассмотрим поток газа, протекающий в каком-либо криволинейном канале при наличии подвода или отвода тепла, массы или механической энергии (рис.1) на расстоянии между сечениями А -В. Параметры потока в сечениях А и В будут различаться и их различие будет определяться внешними воздействиями. Исходя из основных исходных уравнений, после преобразования определены значения относительной скорости для сечений А и В:

здесь

коэффициент изменения расхода, О".

коэффициент

сохранения полного давления,

г»'

Полученные значения относительной скорости потока позволяют нам в конечном итоге определить по известным формулам любые значения параметров потока. Однако, использование полученных формул весьма затруднительно, т.к. на участке А - В, как правило, не определено значение потерь полного давления, нагрева газа, т.е. тех параметров, которые сами, в конечном итоге, должны быть определены.

Если в окрестности сечения А и В (рис.1) выделить два рядом расположенных сечения, например, сечения 1-2 или 3-4, так, что на участках 1-2 или 3-4 нет подвода (или отвода) массы, работы, тепла, но на участке 2-3 существует изменение энергетики газа, то можно считать, что на участках 1-2 и 3-4 // = 1, Г = 1, 0=1, С0=1 и /?=1.

Рисунок 1. Схема криволинейного канала

Поэтому формулы относительной скорости для этих сечений будут иметь более упрощенный вид:

Таким образом, измеряя отношение статических давлений в рядом расположенных сечениях и зная отношение площадей этих сечений, нетрудно определить относительную скорость потока в этих сечениях.

Обратим внимание на то, что эти уравнения можно преобразовать с использованием заторможенных (полных) давлений.

Это возможно в том случае, когда площадь на входе Т^»/^ или

1+1

к-1

0.5

кг

к У

. "(Г®.

Аналогично, если »» или поток выходит в открытое

пространство (= 00 )• В этом случае Р2 = Р2 , Л2 =0 и

—^ I *

В рассмотренных примерах видно, что применяемый в настоящее время метод измерения, использующий отношение статического давления к полному, является частным случаем предлагаемого метода.

Кроме того, предлагается вариант метода, при котором вместо 4-х точек измерения достаточно провести наблюдение в 3-х точках. Этот случай можно использовать тогда, когда между сечениями 1-3

неизвестен только один из коэффициентов (или <Г , или Г , или ¡Л ).

Таким образом, потери полного давления на участке 1-3 могут быть определены по формуле:

Диаграмма (рис.2), разработанная впервые, позволяет судить о режиме течения потока при различных соотношениях между

отношениями статических давлениями

и относительными

величинами площадей канала

в двух рядом

расположенных сечениях. Такой анализ основывается на исследовании

полученных выражений. Левая часть диаграммы от оси ординат (,Р=1) принадлежит течению потока в диффузорном канале, а справа от оси расположены режимы, происходящие в конфузорном канале. На рис.2

показано изменение при в дозвуковом и

сверхзвуковом диапазоне. Граничная линия при Л—1 (кривая А), т.е.

течении без изменения относительной скорости. Над этой кривой Л —1 режимы течения происходят с увеличением скорости потока и

Я<1, а ниже - с уменьшением скорости Л 1<А| И Л>\ от сечения 1 до сечения 2 (или, соответственно, между сечениями 3-4). При этом

кривые имеют плавный характер, практически

эквидистантны, друг другу с небольшим уплотнением по мере

увеличения

Нанесение на тоже координатное поле зависимостей Л^ = /(р,^) основывается на выведенных формулах. Рассмотрим

два крайних состояния потока. Если \ = 0, то и Р = 1, такая зависимость совпадает с абсциссой. Если .Л, ~Л1вах, то при А: =1,4 Л1тзх = 2,45, что совпадает с кривой А. Это означает, что при не может быть изменения скорости =1 -кривая А).

Найдем дополнительно еще две кривые, характеризующие критическое течение потока в канале: Я^ = 1 (кривая В на рис.2) и кривая С, соответствующая условию Х^ = 1.

В результате полученного анализа рис.2 можно выделить следующие восемь областей диаграммы, отличающиеся различным течением потока.

Рисунок 2. Диаграмма различных течений потока

Области 1 и 5 характеризуются дозвуковым течением как в начале канала, так и на его выходе. В области 1 (диффузорный канал)

поток тормозится при уменьшении отношения давлений (Л>1) и

поэтому . В области 5 (конфузорный канал) поток разгоняется

(Я<1) И Х]>\ . Предельным режимом в области 1 является запирание

входного сечения (кривая Л,=1). В области 5 предельный режим

определяется запиранием выходного сечения (кривая =1).

Области 3 и 7 характеризуют сверхзвуковое течение потока соответственно в диффузорном и конфузорном каналах. В области 3 сверхзвуковой поток ускоряется при увеличении отношения давлений

(Л<1) и Л2>Л1. В области 7 сверхзвуковой поток тормозится при

уменьшении отношения давлений

В области 4 и 8 течение потока сопровождается переходом через критическое значение скорости в самой узкой области канала. В области 4 при дозвуковой скорости на входе в канал происходит разгон потока, в результате чего на выходе из канала наблюдается сверхзвуковое течение. В области 8 имеем обратную картину. Переход через критическую скорость всегда сопровождается потерями полного давления и противоречит принятым допущениям при выводе уравнений. Поэтому предполагаем, что параметры в этих потоках мы измеряем в сечениях, между которыми гарантированно отсутствует переход через скорость звука. В противоположном случае возникают неизвестные потери полных давлений в этих каналах, что приводит к погрешности вычислений относительных скоростей.

В областях 2 и 6 наблюдается такое сочетание отношения давлений и площадей на входе и выходе канала, при которых в числителе и знаменателе уравнений будут различные знаки. Это означает, что при таком сочетании параметров потока относительная скорость потока представляет мнимую величину, т.е. течение не может

быть реализовано при таком сочетании относительных параметров потока.

Интересно отметить, что как в дозвуковых, так и в сверхзвуковых течениях кривые .Л, = СОДУ/ в области конфузора

имеют экстремум, который получен из уравнения —= О

Экстремальные точки совпадают с кривой С ( — 1).

В конце этой главы представлена методика расчёта газодинамических параметров предлагаемым методом.

Во II главе проводится анализ точности предлагаемого метода, а также на базе математической модели системы измерения параметров сделан анализ ожидаемых: погрешностей при различных вариациях измерений.

Как следует из рассмотренной выше диаграммы течения, расстояние между сечениями, в которых производится отбор статических давлений, при определённых отношениях соответствующих площадей сечений, существенно влияет на результирующую точность всех определяемых параметров и прежде всего на точность относительной скорости потока . В дальнейшем будем называть расстояние между сечениями отбора статического давления—базой.

Далее предложен ряд методик, которые позволяют определить базу.

Первая методика связана с изменением погрешности, связанной с назначением коэффициента потерь полного давления, и методической

погрешности, которые образуют суммарную погрешность определения Л ( АЛ' ).!'Оптимальное базовое расстояние определяется по формуле:

где - коэффициент влияния методической погрешности на ;

- коэффициент влияния на

- коэффициент влияния на

Вторая методика. В результате преобразований уравнения для Л^

относительно

получаем выражение

гарантированного перепада давлений в1 5%, 10%, 15%, (т.е.' Р =6,95;

0,90; 0,85 и Р =1,05; 1,10; 1,15). Получаем, необходимое отношение площадей сечений измерений в областях дозвуковых и сверхзвуковых скоростей.

Третья методика связана с определением АЛ| через коэффициенты влияния. Величина относительной скорости является основным параметром для определения других необходимых параметров силовой установки. Поэтому выразим коэффициенты влияния в аналитической форме в зависимости от параметров, определяющих погрешность относительной скорости

Зная коэффициенты влияния можно вычислить ДЛ, по формуле: Д^ -Дог2 +*2 ■ ДР2 ■ ДГ2 +*2 ■ Д г2+*2 -Д//2

Четвёртая методика..

Полученная математическая модель основывается на всех тех уравнениях, которые представлены в I главе диссертации.

Разработанная математическая модель может работать при имитации дозвуковых и сверхзвуковых течений с учётом задаваемых погрешностей датчиков первичной информации и измеренных площадей сечений измерения.

Блок-схема математической модели приведена на рис.3.

Задание численных значений Р, Р, К, Т и др.

Область сверхзвукового или дозвукового течения

Вычисляются

_____]_____

Вычисляются • р р р р

ГИ 29 г3> г4

ГТ--1

! ' Задания погрешности |

| датчиков АР и ДР |

___,

"Реальные" давления и площади >

Формулы метода

| Оцгнкапогрешности ! метода

АХ, Ах, До |

Рисунок 3. Блок-схема математической модели

1

I

| !

Далее в этой главе приводится алгоритмическая часть с описанием операций математической модели системы измерений.

Анализ рассмотренных методов, описанных выше, предназначен для полунения точности измерения конечных величин таких как

и других. Однако эти методы имеют различную

область использования.

Метод 1. (метод оптимального уровня погрешности) даёт возможность определить оптимальное отношение площадей двух сечений канала, в которых производятся измерения. Это значит, что для реального канала определяется оптимальное расстояние между измерительными сечениями с учётом влияния неизвестного коэффициента потерь полного давления и влияния погрешности, связанной с близостью расположения датчиков давления. Этот метод может быть использован только в сочетании с расчётными методами 3 или 4, т.к. результаты при его использовании носят рекомендательный характер. Связано это с тем, что, в конечном итоге, выбор расстояния между измерительными сечениями будет назначаться, исходя из реальных возможностей конструкции двигателя и газового тракта силовой установки.

Метод 2. (метод минимального отношения площадей)' гарантирует определённые (заданные) отношения давления в двух сечениях канала при обеспечении полученного соотношения площадей этих сечений. Это самый простой и самый понятный метод, который позволяет получить достаточную точность при минимальных затратах труда. Однако по этому методу нельзя определить ожидаемую погрешность измерения и, соответственно, погрешность результирующих параметров.

Метод 3. (метод использования коэффициентов влияния) позволяет определить комплексную погрешность, связанную как с методическими погрешностями измерений отношений давлений, выбором отношения площадей сечений, так и с погрешностями датчиков при измерении самих давлений и площадей. Сочетание этих вух методов (2 и 3) позволяет назначить желаемые сечения, в которых производятся измерения статического давления, и на основании этого определить вероятную погрешность определения того или иного параметра.

Метод 4. (метод использования математической модели) является наиболее универсальным методом, т.к. даёт возможность моделировать любую погрешность и их сочетание, включая погрешность в задании коэффициента , и связанную с ней результирующую погрешность любого параметра потока. Сочетание методов 2 и 3 (или 1 и 3) наиболее полно определяет итоговую погрешность с учётом точности измерений давлений.

В III главе приводятся апробация предлагаемого метода, которая проводилась на ряде расчётных задач, когда при заданных исходных параметрах проводились расчёты по традиционной и предлагаемой методикам.

В частности, было проведено сравнение потерь полного давления в канале произвольной формы (без подвода тепла и с подводом тепла), проведено сравнение по величине расхода воздуха через канал и получаемой тяге. Также приведён пример расчёта изменения параметров газа в турбине. В результате показано, что погрешности двух сравниваемых методик отличаются не более чем на 1%.

Наибольший интерес представляет сравнение

с

экспериментальными данными на различных стендах МАИ.

В частности, рассматривается двухконтурный двигатель АИ-25, который используется для проведения лабораторных работ по циклу «Теория ВРД». Для определения расхода воздуха по предлагаемому методу необходимо ввести дополнительные измерения статического давления на входе в двигатель. Предложенный метод позволяет определить относительную скорость потока воздуха на входе в вентилятор. Знание относительной скорости потока позволяет определить массовый расход воздуха по формуле:

Результаты экспериментов, обработанные по известной методике и по предлагаемому методу имеют отличие менее 1%.

Двигатель ТВ2-117Р, был предназначен для проведения НИР и учебных лабораторных занятий. Вопрос об измерении запаса газодинамической устойчивости в полёте в настоящее время весьма актуален, т.к. он является весьма существенным информационным параметром при разработке интегральной системы управления. Коэффициент устойчивости, выраженный в процентах, определяется как:

Р2 % А

// , \ \

дк

р

-С/

где С - постоянная для каждого двигателя, равная: - (#*

Точность обработки экспериментальных данных по обычной методике и по предлагаемой методике отличается менее чем на 1%.

Исследования возможности использования предлагаемого метода для определения температуры газа проводилось на установке кафедры «Исследование камеры сгорания». Цель испытаний заключалась в том: определить потери полного давления в камере сгорания; определить нагрев воздуха в камере сгорания; сравнить результаты обработки экспериментальных данных обычным и предлагаемым методом.

Результаты вычислений, полученные с использованием математической модели, показывают, что температура газа, скорости, потери полного давления соответствуют тем, которые неоднократно были получены при проведении лабораторных экспериментов. И и

, полученные при использовании предлагаемого метода, с большой точностью соответствуют замеренным параметрам. Отметим, что при использовании предлагаемого метода нет необходимости измерять полные давления на входе и на выходе из камеры сгорания, а также температуру газа на выходе. В том и другом случае необходимо измерить температуру воздуха на входе в камерусгорания.

Установка (движение реального газа в трубе) представляет собой длинную дренированную трубу. По длине трубы равномерно расположено 12 сечений, в которых происходит измерение статических давлений. Задача заключается в том, чтобы определить потери полного давления по длине трубы и изменение относительной

скорости потока. Использование предлагаемой методики произведено методом 3-х точек и показало полное совпадение с результатами эксперимента.

Таким образом, расчетные и экспериментальные сравнения существующего и предлагаемого методов показали практически полное совпадение результатов, что подтверждает достоверность предлагаемого метода.

На рис.4 представлена схема двигателя сверхзвукового летательного аппарата (ТРДДФсм).

Рисунок 4. Схема ТРДДФсм

Цифрами от 1 до 20 показаны точки отбора статического давления для расчёта необходимых параметров по тракту двигателя. По измеренным статическим давлениям могут быть определены осреднённые первичные параметры двигателя, а также комплексы параметров, включая коэффициент запаса устойчивости, степень двухконтурности, выходной импульс, температуру газа и другие параметры, которые необходимы для разработки интегральной системы управления.

Выводы.

1. Разработан и обоснован новый метод определения газодинамических параметров воздушно-реактивных двигателей с использованием измерения отношения статических давлений. Метод имеет связь с существующим методом, использующий отношение статического и полного давлений, и их сочетание позволяет расширить возможности экспериментальной обработки газодинамических параметров потока.

2. Предложены методики определения неизмеряемых в настоящее время параметров двигателя в полёте по измеренным отношениям статических давлений и отношениям площадей, в которых проводятся измерения давлений.

3. Разработаны методики выбора расстояний между сечениями, в которых проводятся измерения исходя из условия минимизации возможных погрешностей.

4. Разработана математическая модель системы измерения, позволяющая:

- определить относительную скорость потока в интересующих сечениях по измеренным статическим давлениям;

- вычислить погрешности полученных параметров при заданных погрешностях датчиков;

- определить неизмеряемые параметры двигателя (расход воздуха, запас газодинамической устойчивости, тяга двигателя и.т.д).

5. Впервые; разработана диаграмма возможных течений потока в канале между мерными сечениями, которая позволяет определить вид течений потока исходя из отношения площадей мерных сечений и отношения статических давлений, измеряемых в них.

6. Проведённая оценка погрешностей предлагаемого метода показала, что полученные погрешности метода близки к погрешностям существующего метода в диапазоне дозвуковых скоростей, но имеет преимущества при малых дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

7. Предлагаемый метод измерения был проверен на расчётных задачах и на ряде экспериментальных установок при определении различных параметров двигателя и его элементов. Сравнение с традиционным методом отработки выявило незначительные отличия в результатах (менее 1%).

8. Разработанный метод может найти применение в других отраслях промышленности, где необходимы измерения газодинамических параметров потока газа или жидкости в каналах произвольного профиля без использования насадка полного давления.

Библиография

Батенин А.В., Перелыгин С.С. Международная научная конференция. Двигатели XXI века. Москва, 5 — 7 декабря 2000г. Сборник тезисов. - М.: типография ЦИАМ, 2000г.

2. Батенин А.В., Перелыгин С.С. Сборник тезисов докладов XXVII академических чтений по космонавтике, посвященных памяти академика С П. Королёва и других выдающихся отечественных учёных - пионеров освоения космического пространства, Москва, 29 января - 4 февраля 2003 г. - М.: «Война и Мир», 2003.

3. Батенин А.В., Перелыгин С.С Четвёртая Международная научно-техническая конференция. Чкаловские чтения. Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники. Сборник материалов. - Егорьевск.: ЕАТК ГА, 2002.

МЦ МАИ Заказ от 2 9.200^г. Тираж 7{ экз. Тел. 158-12-80

Содержание.

Введение.

Глава I (Обоснование и анализ газодинамического метода косвенного определения параметров ВРД).

1.1 Вывод уравнения относительной скорости потока.

1.2 Основы метода косвенного определения газодинамических параметров.

1.3 Метод определения параметров по трём точкам.

1.4 Диаграмма течения потока.

1.5 Методика расчёта газодинамических параметров предлагаемым методом.

Глава II (Анализ точности разрабатываемого газодинамического метода).

2.1 Обоснование выбора расстояния между сечениями.

2.2 Использование коэффициентов влияния на величину базы.

2.3 Определение и анализ коэффициентов влияния.

2.4 Математическая модель системы измерения.

2.5 Анализ рассмотренных методов.

Глава III (Экспериментальный анализ разработанного метода измерений параметров).

3.1 Числовые примеры использования метода.

3.2 Методы и средства измерения исходной информации.

3.3 Определение расхода воздуха и степени двухконтурности двигателя АИ-25.

3.4 Определение степени повышения давления и коэффициента запаса устойчивости двигателя ТВ2-117.

3.5 Определение нагрева газа в камере сгорания.

3.6 Движение реального газа в трубе постоянного сечения.

3.7 Перспективы использования метода измерения.

Выводы.

Чтобы управлять, надо уметь измерять» [8]. Эти слова Д.И. Менделеева остаются актуальными и в наше время. Управление сложными технологическими и рабочими процессами, в том числе и при управлении элементами силовой установки (СУ) летательных аппаратов (ЛА), оптимальными по тем или иным критериям СУ в целом, интегрированного управления СУ и ЛА, требует объективной, быстрой, точной, адекватной информации о состоянии СУ и рабочем процессе, происходящем в ней.

Прогресс в развитии управления всем комплексом СУ определяется развитием методов получения и обработки измерительной информации, то есть информации о всех необходимых параметрах, на основании которых можно сделать вывод об оптимальности работы элементов и СУ в целом. Для измерения параметров при управлении элементами СУ ЛА используются разнообразные физические параметры, выбор которых определяется спецификой управляемого объекта, задачами систем регулирования и диагностирования. Измерение этих параметров осуществляется с требуемой точностью (статической и динамической), используя при этом различные физические законы и явления. Как правило, измеряемый физический параметр претерпевает несколько промежуточных преобразований из одной физической величины в другую, ухудшая при этом точность измерения.

При выборе программы регулирования или системы диагностирования исходят из целевого назначения ЛА, в котором используется данная СУ, и формируется в виде потребного протекания показателей эффективности работы СУ по условиям эксплуатации [15]. К числу таких показателей относятся тяга двигателя (Р) или мощность (N), удельный расход топлива (с^), температура газа перед турбиной (т*), запасы газодинамической устойчивости (ДКУ) и другие параметры, по которым можно оценивать эффективность работы СУ в реальных условиях полета. Особенно актуальным является измерение этих параметров при разработке интегральных систем управления, интенсивная работа над которыми ведётся в России и за рубежом [3]. Непосредственное измерение этих параметров в полете затруднено или вообще невозможно при современных методах измерения. Естественно, что при стендовых исследованиях, при имитации полетных условий в баро-термо камерах, на летающих лабораториях, имеется возможность установить все необходимые связи в численном выражении. Однако в реальных конструкциях при совершении полета вынуждены ограничиваться лишь небольшим набором измеряемых параметров.

Это прежде всего частота вращения ротора (вентилятора, компрессора, свободной турбины), которая может быть быстро, точно и надежно измерена различными способами. Сигнал от изменения частоты вращения легко трансформируется в гидравлический, электрический (аналоговый, частотный или импульсный) сигналы. Кроме того, этот параметр в большей степени характеризует физическую и тепловую нагрузку двигателя.

Измерения расхода топлива (основного, форсажного), представленного в виде частоты вращения ротора турбинного расходомера (семейства ДР), также не вызывают принципиальных трудностей. Измерения положения РУД, поворотных статорных лопаток, створок реактивного сопла и т.д. обеспечиваются различными способами и не вызывают больших трудностей.

Наибольшая проблема заключается в измерении газодинамических параметров, характеризующих рабочий процесс (скорость потока, давление, температур). Методы, применяемые при этом, определяются требованиями к статическим и динамическим характеристикам системы измерений с учетом гарантированной надежности работы в течение срока эксплуатации. В настоящее время в СУ измерению подлежат следующие параметры воздушно-газового потока: т„ - температура воздуха на входе в двигатель;

Р^ - давление (полное) воздуха на входе в вентилятор;

Р* - давление (полное) воздуха на выходе из вентилятора;

Рк" давление (полное) на выходе из компрессора;

Рт - давление газа на выходе из турбины;

Тт* - температура газа на выходе из турбины;

Pt- давление (статическое) в сечении среза реактивного сопла. Некоторые давления измеряются в сверхзвуковом воздухозаборнике, обеспечивая принятую программу регулирования.

Эти параметры, а также их комплексы (я£, и др.) или функциональные зависимости используются в управлении элементами СУ в соответствии с заложенными программами регулирования. Программы регулирования разрабатываются двигателистами и позволяют косвенно реализовать квазиоптимальные условия работы СУ при стандартных условиях окружающей среды. Но выходные параметры СУ (тяга, температура газа перед турбиной и др.) не измеряются в полёте и поэтому системы регулирования, применяемые в летной практике на отечественных и зарубежных СУ, представляют собой разомкнутые системы с неустановленными погрешностями при нестандартных условиях полета. Для реализации замкнутой системы управления необходимо обеспечить количественное измерение желаемого параметра. Даже если этот параметр известными физическими методами не измеряется, то необходимо искать способы количественного измерения этого параметра косвенными методами.

Таким образом, косвенное измерение параметров позволяет создать замкнутую систему управления по заданному параметру с вполне определенной точностью регулирования. При этом большое значение имеет алгоритмическое и программное обеспечение работы бортовой ЭВМ для расчета и "анализа как исходной информации, так и количественного определения желаемого параметра.

Поэтому диссертация посвящена проблеме косвенного определения различных газодинамических параметров силовой установки.

В I главе предлагается и обосновывается метод косвенного определения параметров, основанный на данных измерений статического давления. Этот метод предложен впервые в практике двигателестроения и может быть использован для измерения параметров любого потока, заключенного в канале.

Во II главе проводится экспериментальная проверка предлагаемого метода. В частности, на базе математической модели системы измерения параметров сделан анализ ожидаемых погрешностей при различных вариациях измерений. Здесь также приводятся различные примеры экспериментального использования рассматриваемого метода и алгоритмы его применения для различных элементов СУ.

В III главе приводятся предложения по практическому использованию предлагаемого метода с дальнейшей возможностью формирования оптимальных программ управления элементами СУ, обеспечивающие замкнутое регулирование по любому желаемому параметру.

Выводы.

1. Разработан и обоснован новый метод определения газодинамических параметров воздушно-реактивных двигателей с использованием измерения отношения статических давлений. Метод имеет связь с существующим методом (по отношению статического и полного давлений), и их сочетания позволяют расширить возможности экспериментальной отработки газодинамических параметров потока.

2. Предложены методики определения неизмеряемых в настоящее время параметров двигателя в полёте по измеренным отношениям статических давлений и отношениям площадей, в которых проводятся измерения давлений.

3. Разработаны методики выбора расстояний между сечениями, в которых проводятся измерения, исходя из условия минимизации возможных погрешностей.

4. Разработана математическая модель системы измерения, позволяющая:

- определить относительную скорость потока в интересующих сечениях по измеренным статическим давлениям;

- вычислить погрешности полученных параметров при заданных погрешностях датчиков;

- определить неизмеряемые параметры двигателя (расход воздуха, запас газодинамической устойчивости, тяга двигателя и.т.д).

5. Впервые разработана диаграмма возможных течений потока в канале между мерными сечениями, которая позволяет определить вид течений потока, исходя из отношения площадей мерных сечений и отношения статических давлений, измеряемых в них.

6. Проведённая оценка погрешностей предлагаемого метода показала, что полученные погрешности метода близки к погрешностям существующего метода в диапазоне дозвуковых скоростей, но имеет преимущества при малых дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

7. Предлагаемый метод измерения был проверен на расчётных задачах и на ряде установок при определении различных параметров двигателя и его элементов. Сравнение с традиционным методом отработки показывает на незначительные отличия в результатах (менее 1%).

8. Разработанный метод может найти применение в других отраслях техники, где необходимы измерения газодинамических параметров потока газа или жидкости в каналах произвольного профиля.

1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика, М.: Наука, 1976.

2. Вьюнов С.А., Гусев Ю.И., Карпов А.В. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей/ Под общ. ред. Хронина Д.В. М.: машиностроение, 1989.

3. Гуревич О.С., Гольдберг Ф.Д., Селиванов О.Д. Интегрированное управление силовой установкой многорежимного самолёта/ Под ред. Гуревича О.С. М.: Машиностроение, 1993.

4. Датчики теплофизических и механических параметров/ Под общ. ред. Коптева Ю.Н. в 3х т. М.: Радиотехника, 1998.

5. Идельчик И.Е. Гидравлические сопротивления. М.: Госэнергоиздат, 1954.

6. Литвинов Ю.А., Боровик В.О. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1978.

7. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука, 1973.

8. Менделеев Д.И. Полное собрание сочинений. Т. 22. Метрологические работы. Л.: Химтеориздат, 1950.

9. Орнатский П.П. Теоретические основы информационно-измерительной техники: Учеб. Для ВУЗов по спец. «Информационно-измерительная техника». Киев: Вища шк., 1983.

10. Персии С.М. Основы теории и проектирования автоматических измерительных систем. Л.: Гидрометеоиздат, 1975.

11. Петунии А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока (приёмники давления и скоростного напора). М.: Машиностроение, 1972.

12. Седов Л.И. Механика сплошной среды. М.: Наука, 1976.

13. Уколов И.С., Бек В.В., Махлин А.Р. Интегрированные системы активного управления. М.: Наука, 1986.

14. Цветков Э.И. Основы теории статических измерений . Л.: Энергоатомиздат, Ленинградское отделение, 1986.

15. Черкасов Б.А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1988.

16. Чёрный Г.Г. Газовая динамика. М.: Наука, 1988.

17. Югов O.K., Селиванов О.Д., Дружинин Л.Н. Оптимальное управление силовой установкой самолёта. М.: Машиностроение, 1978.

18. Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов/ Под ред. Шевякова А.А. М.: Машиностроение, 1976.

19. Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей/ Под ред. Шляхтенко С.М. М.: Машиностроение, 1987.

20. Акимов В.М. Некоторые вопросы испытания ВРД. М.: Изд-во МАИ, 1964.

21. Батенин А.В., Перелыгин С.С. Международная научная конференция. Двигатели XXI века. Москва, 5 7 декабря 2000г. Сборник тезисов. - М.: типография ЦИАМ, 2000г.

22. Батенин А.В., Перелыгин С.С. Четвёртая Международная научно-техническая конференция. Чкаловские чтения. Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники. Сборник материалов. Егорьевск.: ЕАТК ГА, 2002.

23. Запорожец А.В. Методы решения задач оптимизации структуры и параметров ИИС: Учебное пособие. М.: Изд-во МАИ, 1982.

24. Информационно-измерительные системы и их использование в управлении летательным аппаратом: Межвуз. Сб. науч. тр. / Ленингр. ин-т авиац. приборостроения; Под ред. В.М. Кушуля. -Л.: ЛИАП, 1988.

25. Киллих В.Е. Автоматизация эксперимента: Измерения. Сбор и обработка информации. Учебное пособие. М.: 1984.

26. Медведев С.Б. Моделирование измерительных преобразователей и систем: Учебное пособие/ МАИ им. С. Орджоникидзе. М.: 1994.

27. Степчков А.А. Задачи по гидрогазодинамике. М.: Изд-во МАИ, 1974.

28. Черноморский B.C., Вершинин М.П., Зазулов В.И. Проектирование систем автоматического управления ГТД/ Под ред. Зазулова В.И. -М.: Изд-во МАИ, 1994.

29. Элементы систем сбора и обработки данных, гл. ред. Чернявский Е.А. Л.: ЛЭТИ, 1987.

30. Методика решения задач по курсу «Теория измерительно-информационных систем». Методические указания для проведения упражнений и самостоятельной работы студентов. Сост. Овчинников О.В. Л.: 1989.

31. Теория информационно-измерительных систем: программа и метод. Указания для студентов вечерн. Формы обучения/ Иванов Ю.П., Овчинников Л.А., Полубояров В.М. Л.: 1984.

32. Библиотека электронных компонентов. Выпуск 11: Датчики давления фирмы SenSym. М.: ДОДЭКА, 2000.

33. Библиотека электронных компонентов. Выпуск 15: Датчики фирмы «Honeywell». М.: ДОДЭКА, 2000.

34. Датчики измерительных систем/ Аш Ж., Андре П., Бофрон Ж. и др.; Пер. с фр. под ред. Обухова А.С. М.: Мир, 1992.

35. Панфилов Д.И., Иванов B.C. П 01 Датчики фирмы MOTOROLA. -М.: ДОДЭКА, 2000.

36. ГОСТ Р ИСО 5725-4-2002 «Точность (правильность и прецизионность) методов и результатов измерений». Дата введения в действие 1 ноября 2002г.

37. Ray R., Myers I. Test and Evaluation of the HIDEC Engine uptrim Algorithm/ Paper AIAA, 1986.