Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1 Анализ современного уровня развития пусковых систем авиационных ГТД 10
1.1 Процесс запуска газотурбинного двигателя 10
1.1.1 Запуск двигателя на земле 10
1.1.2 Запуск двигателя в полете 15
1.2 Системы запуска авиационных ГТД: структура, классификация, требования 18
1.2.1 Системы раскрутки ротора 18
1.2.2 Системы зажигания топливовоздушной смеси 24
1.2.3 Системы топливопитания двигателя на запуске 30
1.2.4 Системы управления двигателем на запуске 32
1.3 Существующая технология проектирования пусковых систем авиационных ГТД 33
Выводы по главе 1 39
Глава 2 Экспериментальное исследование запуска авиационного ГТД 42
2.1 Субъект анализа 42
2.2 Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И на земле... 43
2.3 Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И в полете 48
2.4 Возможные причины невыполнения требований к запуску ГТД 57
Выводы по главе 2 75
ГЛАВА 3 Разработка способа формирования требований к агрегатам системы запуска на ранних этапах проектирования авиационного ГТД 77
3.1 Анализ существующих способов моделирования запуска газотурбинного двигателя 78
3.2 Разработка математической модели ГТД на режиме запуска 89
3.2.1 Экстраполяция характеристик компрессора 94
3.2.2 Экстраполяция характеристик турбины 99
3.2.3 Экстраполяция характеристик камеры сгорания
3.3 Расчеты запуска двигателя АЛ-55И 111
3.4 Разработка технологии формирования требований к системе запуска авиационного ГТД 129
Выводы по главе 3 139
ГЛАВА 4 Способы обеспечения требований к запуску авиационного гтд на этапе серийного производства 143
4.1 Разработка требований, предъявляемых к агрегатам перспективной системы запуска авиационного ГТД 143
4.1.1 Система раскрутки 144
4.1.2 Система зажигания 146
4.1.3 Топливная система 147
4.2 Разработка требований к системе управления запуском ГТД 148
Выводы по главе 4 157
Заключение 160
Список сокращений и условных обозначений 162
Список литературы
- Системы запуска авиационных ГТД: структура, классификация, требования
- Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И в полете
- Экстраполяция характеристик компрессора
- Разработка требований к системе управления запуском ГТД
Введение к работе
Актуальность работы
Традиционный процесс проектирования авиационных газотурбинных двигателей и их систем является итерационным и предполагает несколько вариантов исполнения ГТД, из которых по результатам экспериментальных исследований выбирается наиболее эффективный. В условиях ограничения сроков и стоимости опытно-конструкторских работ по созданию газотурбинных двигателей, объем экспериментальной отработки неизбежно сокращается, что приводит к повышению технических рисков проектирования.
Так при создании двухконтурного турбореактивного двигателя АЛ-55И в качестве пускового устройства был выбран серийный электрический стартер-генератор. В ходе работ, на стадии поставок двигателей заказчику для опытной эксплуатации, было определено, что требования, предъявляемые к запуску ГТД, не могут быть обеспечены в полном объеме при применении пускового устройства такой мощности. Тот факт, что некоторое количество двигателей АЛ-55И находятся в опытной эксплуатации на объектах заказчика, ограничивает возможности кардинального изменения конструкции двигателя (для улучшения пусковых свойств), либо замены пускового устройства (для обеспечения выполнения требований к запуску при имеющихся пусковых свойствах ГТД).
Таким образом проблема определения требуемых характеристик пусковых устройств при разработке ГТД и минимизации негативного влияния неоптимальных пусковых устройств в аспекте обеспечения безопасности эксплуатации, несомненно, актуальна.
Цель работы: обеспечение надежного запуска авиационных ГТД на основе выбора оптимальных характеристик пускового устройства и совершенствования системы управления в условиях неопределенности пусковых свойств ГТД на этапе проектирования и их изменения в процессе эксплуатации.
Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:
Проанализировать современную технологию проектирования систем запуска, определить ее недостатки, обуславливающие нестабильность выполнения запусков ГТД;
Проанализировать результаты натурных запусков авиационных ГТД, определить влияние параметров систем запуска на их надежность;
Разработать способ расчета режима запуска газотурбинного двигателя на этапе проектирования, обеспечивающий повышение точности определения потребной мощностной характеристики пускового устройства;
- Разработать способ управления расходом топлива на запуске авиационного
ГТД обеспечивающий надежность запусков на этапе серийного производства, в условиях
ресурсного изменения параметров системы раскрутки и пусковых характеристик
двигателя.
Научная новизна:
- Разработан способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в
область запуска, обеспечивающий повышение точности расчета параметров двигателя в процессе запуска по сравнению с существующими способами;
Предложен адаптивный способ управления расходом топлива в процессе запуска, обеспечивающий запуск за заданное время, исключающий предварительную отладку двигателя и подрегулировки в процессе выработки ресурса, эффективность способа подтверждена моделированием системы ГТД-САУ;
Определен диагностический параметр, характеризующий пусковые свойства ГТД, их изменение в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.
На защиту выносятся:
-
Способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в область запуска, обеспечивающий погрешность расчёта контролируемых параметров режима запуска не более 5 %;
-
Способ управления расходом топлива в процессе запуска авиационного ГТД, обеспечивающий запуск за заданное время, в широком диапазоне индивидуальных пусковых характеристик экземпляра двигателя и их изменения в процессе выработки ресурса;
-
Диагностический параметр, характеризующий пусковые свойства ГТД, их изменение в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.
Практическая значимость работы состоит в снижении технических рисков проектирования пусковой системы и сокращении объемов дорогостоящих экспериментальных исследований, достигаемых за счет применения разработанной методики расчетного исследования режима запуска проектируемого двигателя.
Достоверность полученных результатов обеспечивается экспериментальными исследованиями с применением сертифицированных испытательных стендов, корректным использованием методов и средств численного моделирования, и подтверждается соответствием численных расчетов достоверным экспериментальным данным.
Реализация в промышленности:
в ПАО «НПО «Сатурн» внедрена, разработанная автором, методика расчета характеристик запуска газотурбинных двигателей (по которой выполнены расчеты запуска двух проектируемых двигателей морского применения, позволяющие сократить объем стендовых испытаний);
внедрен разработанный адаптивный способ управления расходом топлива на режиме запуска.
Апробация работы. Результаты работы доложены на международном научно-техническом форуме, посвященному 100-летию ОАО «Кузнецов» и 70-летию СГАУ (СГАУ, Самара, 2012 г.), на II международном технологическом форуме «Инновации. Технологии. Производство.» (РГАТУ, Рыбинск, 2015 г.), на международной молодежной научной конференции XXII Туполевские чтения (КНИТУ – КАИ, Казань, 2015).
Личный вклад автора
-
Определены причины, приводящие к нестабильности выполнения запусков ГТД, обусловленные несовершенством технологии проектирования систем раскрутки.
-
Проанализированы натурные запуски ГТД. Определены возможные проявления ненадежности запуска и их причины.
-
Разработан способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в область запуска, обеспечивающий повышение точности расчета по сравнению с имеющимися способами.
-
Выполнен синтез полной поэлементной математической модели двигателя АЛ-55И, проведен расчет параметров двигателя на режиме запуска с различными вариантами исходных данных.
-
Разработан способ управления расходом топлива авиационного газотурбинного двигателя в процессе запуска, обеспечивающий запуск за требуемое время, в широком диапазоне индивидуальных пусковых свойств конкретного экземпляра ГТД и их изменения в процессе выработки ресурса.
-
Определен критерий диагностирования пусковых свойств ГТД, их изменения в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 7 работ, из них 4 статьи в журналах, рекомендованных ВАК, 3 тезисов докладов.
Объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка используемой литературы и приложений. Полный объем диссертации составляет 182 страницы, которые содержат 68 рисунков, 93 наименования литературы, 3 приложения.
Системы запуска авиационных ГТД: структура, классификация, требования
Началом второго этапа, приведенного на рисунке 1.1, является момент розжига ТВС в камере сгорания, после чего раскрутка ротора осуществляется совместно пусковым устройством и турбиной, избыточная мощность которой начинает возрастать при возникновении теплоперепада. При этом уравнение баланса мощностей сводится к выражению (1.1).
Этот этап характеризуется значительными температурными нагрузками на детали турбины, которые вызваны тем, что для обеспечения необходимой для раскрутки ротора избыточной мощности, при малой частоте вращения ротора (а значит и при малом расходе воздуха) необходимо реализовывать значительные избытки топлива. Кроме того, в процессе второго этапа камера сгорания работает в условиях неустановившейся газодинамики, следствием чего является значительные уровни окружной и радиальной неравномерностей температуры газа, что также негативно влияет на элементы конструкции горячей части.
При достижении частоты вращения (ПВЫКЛПУ), при которой турбина развивает достаточную для обеспечения раскрутки с заданным темпом избыточную мощность, происходит отключение пускового устройства или переход в генераторный режим работы. Как правило, сопровождение запуска пусковым устройством осуществляется до частоты вращения, при которой мощность ПУ становится значительно меньше мощности, развиваемой турбиной. При дальнейшем повышении частоты вращения пусковое устройство перестает быть источником избыточной мощности, а в случае совмещения в устройстве функции генератора - является потребителем (т.е. затягивает запуск), в связи с этим и осуществляется его отключение вплоть до выхода на рабочий режим. Поэтому на третьем этапе запуска (рисунок 1.1), уравнение баланса мощностей принимает вид: Nx = NT-r]MEX-NmTP. (1.3)
Окончанием запуска на земле считается момент выхода двигателя на установившийся режим земного малого газа, который определяется по достижению заданной частоты вращения ротора (пЗМГ). Режим земного малого газа двигателя соответствует минимальной тяге, необходимой для рулежки объекта на аэродроме. Выбор режима малого газа, в общем случае, является компромиссным, с одной стороны повышение режима обеспечивает устойчивость работы ГТД, с другой стороны, при работе на режиме земного малого газа необходимо обеспечить неподвижность летательного аппарата без применения специальных удерживающих средств. Известно [43], что необходимая при рулежке тяга практически линейно растет по скорости, в связи с чем, тягу на режиме малого газа желательно иметь близкой к минимальной необходимой, в противном случае эксплуатация самолета будет менее удобной и будет сопряжена с повышенным использованием тормозных устройств шасси [33]. С другой стороны, режим земного малого газа должен выбираться таким образом, чтобы обеспечить выполнение требований к переходным режимам (а именно обеспечить требуемые времена приемистости и сброса).
Запуск двигателя в полете может инициироваться пилотом, либо происходить автоматически в том числе при определении погасания камеры сгорания [2]. Как правило, в руководстве по эксплуатации самолетов гражданской (пассажирской) авиации запуск двигателя в полете после погасания камеры сгорания запрещается до момента посадки и определения причины погасания [44]. Тем не менее, возможность обеспечения запуска в полете – обязательное требование, предъявляемое к авиационным ГТД [45].
Основной особенностью запуска в полете является то, что ротор двигателя при запуске не находится в неподвижном состоянии, при этом возможны два варианта. Первый вариант – ротор двигателя вращается с постоянной частотой (nАВТ), под действием скоростного напора набегающего потока – такой установившийся режим работы называется режимом авторотации. При этом единственным источником энергии, за счет которого происходит вращение ротора двигателя, является энергия потока воздуха через газовоздушный тракт, которая пропорциональна квадрату скорости летательного аппарата (числу Маха).
Второй вариант – частота вращения ротора двигателя изменяется с отрицательным ускорением, то есть ротор замедляется. Очевидно, что снижение частоты вращения будет идти до частоты вращения авторотации, в то время как при выключении двигателя на земле, выбег происходит до неподвижного состояния роторов.
Таким образом, значение частоты вращения авторотации зависит как от собственных свойств двигателя (от газодинамического совершенства его газовоздушного тракта), так и от внешних факторов – атмосферных условий и скорости полета. На рисунке 1.3 приведена типовая зависимость частоты вращения ротора на режиме авторотации от высоты и скорости полета [2].
Из рисунка следует, что частота вращения ротора на режиме авторотации может значительно меняться в области эксплуатации, при этом с изменением частоты вращения и внешних условий (Н, М, ТН, РН), меняются параметры на входе в камеру сгорания (Р К, Т К, GВ, К), которые определяют ее пусковые свойства, во многом зависящие от качества распыла топлива и процесса перемешивания топлива с воздухом. Известно, что существуют эффективные условия для воспламенения топливовоздушной смеси, на рисунке 1.4 приведена типичная пусковая характеристика камеры сгорания ГТД [33].
Условием эффективного розжига (с минимальными задержками) и стабилизации пламени в камере сгорания является образование в первичной зоне камеры сгорания обратных вихрей, скорость которых должна быть меньше, чем скорость распространения пламени. Эти вихри являются очагами горения, которые первоначально инициируются системой зажигания, и в последствии обеспечивают самоподдерживающийся процесс горения.
Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И в полете
Анализ большого количества запусков двигателя АЛ-55И на стендах ОАО «НПО «Сатурн», в ТБК ЦИАМ, в составе летающей лаборатории и при реальной эксплуатации в составе самолета HJT-36 позволил определить ряд причин невыполнения запуска ГТД.
Во-первых, это прекращение запуска по нерозжигу топливовоздушной смеси в камере сгорания за заданное время (ограниченное максимальной продолжительностью работы системы зажигания). Во-вторых, это погасание камеры сгорания в процессе запуска, после осуществления розжига. В-третьих, запуск двигателя может быть осуществлен за время превышающее заданные ограничения. В-четвертых, двигатель может не выйти на заданную частоту вращения целевого режима, по причине горячего зависания частоты вращения в промежуточном положении (рисунок 2.11). Рассмотрим более подробно причины, вызывающие перечисленные варианты незапуска двигателя, при условии исправности его систем и агрегатов. Причины, обуславливающие невыполнение требований, предъявляемых к запуску газотурбинного двигателя Незапуск двигателя может произойти по причине нерозжига топливовоздушной смеси в камере сгорания, то есть если за заданное время (которое лимитируется максимальным временем работы агрегатов зажигания) не был определен розжиг по скачкообразному повышению температуры газа в контролируемом сечении (например, в сечении за турбиной) на установленную величину Т Т РОЗЖ. Причинами нерозжига могут быть как механические отказы, такие как засорение и коксование топлива на форсунках, засорение топливной системы, отказ системы зажигания или термопар, по показаниям которых определяется розжиг, так и причины, связанные с несоответствием спроектированной системы запуска пусковым свойствам ГТД. К таким несоответствиям можно отнести недостаточную мощность электрического агрегата зажигания, неэффективную программу дозирования топлива на розжиге (программу начального броска топлива) и неэффективное расположение свечей зажигания по окружности, вызывающее нестабильность переброса пламени по объему камеры сгорания.
Недостаток мощности агрегата зажигания проявляется в невозможности пробития межэлектродного зазора свечи зажигания при повышении давления в этом промежутке (то есть при повышении давления воздуха в камере сгорания), которое в свою очередь повышает сопротивление среды. Такой недостаток мощности системы зажигания ограничивает диапазон условий, в которых возможно быстрое восстановление режима работы при погасании камеры сгорания. Алгоритм работы агрегата зажигания предусматривает повышение напряжения вплоть до пробития межэлектродного зазора, при отсутствии внутренней защиты в агрегате зажигания, может произойти пробой изоляции и выход из строя самого агрегата. Очевидно, что условия работы системы зажигания, задаваемые в ТЗ, должны учитывать параметры в камере сгорания на режиме розжига во всем диапазоне ожидаемой эксплуатации. Однако неопределенность характеристик компрессора на режиме розжига позволяет определять температуру и давление в камере сгорания лишь приближенно, тем более для крайних условий эксплуатации, в которых теория приведения дает значительные погрешности при расчете параметров потока. При этом проектирование агрегата зажигания повышенной (избыточной) мощности, потребует применения электронных компонентов, рассчитанных на большие величины токов и напряжений с усиленной изоляцией, что вызовет увеличение массы и габаритов системы зажигания, а в случае предъявления требований по длительной работе – охлаждения системы.
Неэффективное дозирование топлива на розжиге может проявиться в виде нерозжига при условии, что коэффициент избытка топлива выходит за границы розжига («богатую» или «бедную»). Подбор расхода топлива на розжиге в условиях близких к стандартным не представляет сложности, поскольку отрабатывается многократно в процессе стендовых испытаний на нескольких экземплярах двигателей в силу. В условиях, значительно отличающихся от стандартных (крайние эксплуатационные условия), значение начального броска топлива проверяется как правило только в процессе специальных высотно-климатических и летных испытаниях, для конкретного экземпляра двигателя, следовательно, необходимая полнота проверки может не быть обеспечена. В процессе опытной эксплуатации двигателей, происходит накопление информации о пусковых свойствах двигателей, на основе которой программа дозирования топлива на розжиге должна быть уточнена, для исключения проблем с розжигом при эксплуатации серийно выпускаемых двигателей.
Даже при успешном локальном розжиге топливовоздушной смеси вблизи свечи зажигания, возможно возникновение проблем с распространением пламени по всему объему зоны горения камеры сгорания. Как правило, это связано с тем, что камеры сгорания оптимизируются для эффективной работы в области крейсерских (для гражданской, военно-транспортной авиации) и максимальных (для военно-ударной авиации) режимов работы, при этом организация процессов в области низких скоростей и давлений потока на входе в камеру сгорания оказывается низкоэффективной. Как правило, на низких работы КС является режимах основной причиной неэффективной недостаточный объем зоны обратных токов.
Экстраполяция характеристик компрессора
В данной работе для расчета режима запуска, была выбрана поэлементная динамическая модель ГТД, как наиболее полно описывающая физические процессы, происходящие в двигателе, и позволяющая проанализировать взаимовлияние параметров на пусковые характеристики объекта в целом.
В качестве субъекта моделирования выбран двигатель АЛ-55И, экспериментальные результаты запусков которого рассматривались ранее.
Поэлементная математическая модель ГТД рассматриваемого двигателя была создана на базе программного комплекса MatLab R2014b [86-90], который наиболее удобен при работе с матрицами параметров, и имеет следующую структуру (рисунок 3.5): - тело модели представляет собой последовательность блоков расчета, расположенных таким образом, что параметры на выходе из предыдущего блока являются входными для следующего; - каждый блок расчета представляет собой характерный участок проточной части: входное устройство, компрессоры низкого и высокого давлений, камеры сгорания, турбины высокого и низкого давлений, зона смешения, выходное устройство; - исходными данными для расчета являются внешние условия (температура и давление воздуха, скорость полета), характеристики узлов (газодинамические характеристики компрессоров и турбин, полнота сгорания топлива в камере сгорания), пневмосхема, геометрические характеристики, величины потерь давления по тракту. В приложении А приведен список основных уравнений математической модели.
В модели учитываются инерционности роторов, сжимаемость газа в сосредоточенных объемах, зависимость теплофизических свойств газа (k, R, Cp) от температуры, отборы воздуха на охлаждение конструкции и утечки по газовоздушному тракту. турбин принимаются Приняты следующие допущения: - характеристики компрессоров квазистационарными; - поток считается одномерным; - характеристики узлов считаются постоянными, не зависящими от их теплового состояния; не учитывается теплообмен с элементами конструкции ГТД.
В соответствии с традиционной практикой верификации поэлементных математических моделей [33], на первом этапе, подтверждается сходимость модели при расчете дроссельных характеристик двигателя в стандартных атмосферных условиях. На рисунке 3.6 представлены результаты такого расчета. Как видно из графиков, выбранная структура математической модели и заданные исходные данные обеспечивают выполнение расчета с необходимой для проектирования и отработки САУ точностью.
На следующем этапе расчета подтверждается сходимость результатов расчета переходных режимов: приемистости (рисунок 3.7) и сброса (рисунок 3.8). Следует отметить, что для исключения влияния погрешности, вносимой моделью топливо-регулирующей аппаратуры, расход топлива в процессе расчета переходных процессов задавался аналогично экспериментально полученному.
Результаты расчета переходных режимов показывают достаточную сходимость с экспериментальными результатами. Отличие давления газа за компрессором связано с особенностями измерения этого параметра в САУ двигателя с одной стороны (инерционность замера, вызванная относительной удаленностью датчика от места забора воздуха), и с индивидуальными отличиями характеристик компрессоров от используемых в модели, с другой.
Максимальный Боевой (МБ) до режима земного малого газа (ЗМГ) эксперимент) Завышенные значения температуры газа за турбиной, полученные в ходе расчета приемистости, объясняются тем, что в модели не учтен теплообмен газа с элементами конструкции и динамическое изменение полнотных характеристик камеры сгорания (что особенно критично в рассматриваемом случае, поскольку особенностью конструкции АЛ-55И является уникально коротка камеры сгорания).
Таким образом, подтверждена достаточная для отработки системы управления точность расчета. Для осуществления расчета запуска, необходимо экстраполировать характеристики компрессоров, турбин и камеры сгорания в область запуска. На рисунке 3.9 приведены имеющиеся верифицированные характеристики компрессоров (а, б) и турбин (в, г) для области рабочих режимов.
Для осуществления расчетной экстраполяции характеристик лопаточных машин в соответствии с методами Секстона и Готье, они были представлены в виде матриц параметров - наиболее удобной для расчетов форме представления. Последняя известная напорная ветвь, соответствующая наименьшей частоте вращения на характеристике компрессора, и наименьшей относительной окружной скорости на характеристике турбины, не использовались в расчете, а служили для верификации результатов экстраполяции.
Разработка требований к системе управления запуском ГТД
Развитие систем зажигания в настоящее время связывается с применением плазменных систем, которые позволяют значительно повысить высотность запуска ГТД без использования кислородной подпитки, однако имеют ограничения по рабочему давлению и продолжительности непрерывной работы. Применение лазерных систем или систем со стреляющими свечами открывает широкие перспективы применения, однако в настоящий момент не достаточно исследовано.
Одним из требований к перспективным системам зажигания является включение в блок системы самодиагностики, позволяющей определять отказ агрегата без снятия его с двигателя, что критично для двигателей с двумя независимыми параллельно работающими системами зажигания. В случае выхода из строя одного агрегата из двух, отказ будет обнаружен либо при проведении плановых технических работ (выполнение которых регламентируются эксплуатационной документацией), либо в случае отказа второго агрегата зажигания, что может привести к катастрофическим последствиям при необходимости выполнения запуска двигателя в полете, что особенно критично для однодвигательных летательных аппаратов.
Еще одним перспективным направлением развития систем зажигания является регулировка мощности агрегата зажигания в зависимости от типа запуска, либо других факторов. Так при осуществлении запуска на земле, возможно осуществлять снижение мощности агрегата зажигания, повышая продолжительность его непрерывной работы (для исключения перегрева электронных компонентов устройства), таким образом продлевая время огневого сопровождения запуска и повышая стабильность горения в камере сгорания. С другой стороны, при осуществлении запуска в полете, необходимо реализовывать максимальную мощность агрегата зажигания, для осуществления скорейшего восстановления горения в камере сгорания. В этом случае время непрерывной работы будет ограничено, для защиты агрегата от перегрева, что в свою очередь позволит исключить необходимость создания системы охлаждения и соответственно упростить конструкцию.
В условиях общей концепции построения систем двигателя на базе электроприводных агрегатов, применение электроприводных насосов-регуляторов открывает значительные перспективы управления расходом топлива в процессе запуска.
Применение электроприводного насоса-регулятора исключит зависимость производительности насоса от частоты вращения ротора двигателя, (что является критичным для режима розжига, когда частота вращения ротора мала), а также потери, связанные с необходимостью перепуска части топлива (а соответственно и его перегрева), а значит, позволит дозировать топливо в более широком диапазоне. Кроме того, это позволит осуществлять предварительное заполнение топливных магистралей и коллекторов, то есть снизить задержки розжига связанные с низким качеством распыла топлива при неполном заполнении коллекторов.
С другой стороны, для поддержания необходимого перепада на форсунке в широком диапазоне внешних условий, рекомендуется рассмотреть возможность управления геометрией форсунки. Индивидуальное регулирование производительности каждой топливной форсунки позволит осуществлять управление неравномерностью потока, что в совокупности с системой управления расходом воздуха через КС, например, путем регулирования геометрии проточной части фронтовых устройств, позволит сформировать систему гомогенизации топливовоздушной смеси, обеспечить оптимальные условия розжига и стабилизации пламени. Обратной связью такой системы гомогенизации может являться не осреднённая температура газа в сечении за камерой сгорания.
Повышение безопасности управления полетом связывается не только с модернизацией агрегатной части, но и с разработкой новых законов и программ управления, позволяющих обеспечить эффективное управления в широком эксплуатационном диапазоне внешних условий. Очевидно, что управление запуском современного авиационного двигателя, функционирующего в широком диапазоне эксплуатационных условий, должно осуществляться цифровой системой, позволяющей реализовывать сложные программы выполнения и осуществлять их оперативную корректировку и индивидуальную подстройку.
В настоящее время для большей части эксплуатируемых ГТД величина частоты вращения розжига является постоянной и не зависит от внешних условий. Такой подход, однако, приводит к тому, что при повышении высоты полета и соответственном изменении условий в камере сгорания, стабильность запуска снижается, что приводит к ограничениям, накладываемым на высотность запуска ГТД. Для современных летательных аппаратов существует тенденция к повышению высоты полета, как правило, это в большей мере касается ЛА военного назначения (для истребителя СУ-27 практический потолок составляет 22500 м, для стратегического разведчика Lockheed SR-71 – 25910 м), в связи с неопределенной перспективой развития сверхзвуковой гражданской авиации (ТУ-444, Sukhoi-Gulfstream S-21, HyperMach SonicStar – практический потолок которых 18300…19500 м). Соответственно для обеспечения безопасной эксплуатации двигателя высотность запуска так же должна повышаться, в связи с чем более эффективным подходом к определению момента розжига является его выполнение при достижении заданных параметров, таких как Р К и Т К. Для определения частоты вращения ротора, при которой обеспечиваются необходимые для стабильного розжига и последующего выхода на режим параметры в камере сгорания, зададимся эффективным диапазоном Р К, Т К и К, известным для камеры сгорания прототипа.
Программа дозирования топлива на розжиге должна обеспечивать такое постоянное соотношение топлива и воздуха, независимо от изменения внешних условий, то есть GТ=f(GВ). Однако, вследствие того, что расход воздуха через камеру сгорания не входит в число штатно измеряемых параметров, необходимо определять его косвенно по известной характеристике компрессора GВ=f(Т ВХ, Р ВХ, Р К, nВД).
Как это рассматривалось ранее, конкретные экземпляры двигателей обладают индивидуальными (отличными от расчетных) характеристиками, в том числе и характеристиками компрессора. Поэтому для обеспечения получения необходимых коэффициентов избытка воздуха, рекомендуется управлять расходом топлива на розжиге в соответствии с программой GТ=f(Р ВХ, Т ВХ, Р К, nВД). В этом случае расход топлива определяется только параметрами на входе в двигатель и свойствами компрессора высокого давления, изменением параметров в компрессорах низкого и среднего давлений (при их наличии) допустимо пренебречь, так как их частоты вращения на режиме розжига малы, как и работа, подводимая к рабочему телу.