Способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам измерения тяги турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДЦ) для летательных аппаратов по термогазодинамическим параметрам, измеряемым в условиях эксплуатации. Техническим результатом изобретения является определение тяги ТРДД в полете с использованием только тех параметров, которые измеряются и используются в электронных САУ двигателя и летательного аппарата, без установки на двигателе дополнительных приемников и датчиков. При формировании тарированной функциональной зависимости в качестве функции используют отношение тяги двигателя к полному давлению воздуха за компрессором высокого давления, измерения которого используют из электронной САУ двигателя, а в качестве аргумента используют критерий подобия режимов работы двигателя. В процессе эксплуатации двигателя на земле измеряют полное давление воздуха за компрессором высокого давления, вычисляют критерий подобия режимов двигателя П_{пр i} и тягу двигателя определяют по формуле

, где Р^*к_изм - измеренное значение полного давления воздуха за компрессором высокого давления; - вычисленное значение . 2 з.п. ф-лы, 3 табл.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам измерения тяги турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) для летательных аппаратов по термогазодинамическим параметрам, измеряемым в условиях эксплуатации.

Известен способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя («Теория воздушно-реактивных двигателей». / Под редакцией С.М.Шляхтенко. М.: «Машиностроение», 1975, стр.46), при котором в процессе летной эксплуатации измеряют расход газа через двигатель Gг; скорость истечения газа V_{истечения газа} из реактивного сопла; расход воздуха Gв через двигатель и определяют тягу R по разности между выходным и входным импульсом по формуле

Такой способ определения тяги используют при летных испытаниях ТРДД на летающих лабораториях. Для его осуществления требуется:

- установка от 46 до 85 приемников и датчиков давления и температур на срезах реактивных сопел;

- установка от 24 до 36 приемников и датчиков во входном воздухозаборнике ТРДД;

- установка на летающей лаборатории систем измерения и регистрации со всех установленных на двигателе датчиков;

- разработка алгоритмов и обработка данных для определения тяги двигателя в соответствии с формулой (1).

Известен способ определения тяги ТРДД (Патенты НМЦ «Норма» №223-03-02 от 10.06.2004 г.; №169-92-43 от 29.03.1993 г.; №210-07-088 от 27.12.1997 г. «Способы определения тяги ТРДД на земле и тяги реактивного сопла в полете (выходного импульса)»).

Этот способ обеспечивает измерение тяги двигателя только на земле, а в полете обеспечивает определение только тяги реактивного сопла.

Данный способ не требует установки системы измерения расхода воздуха и поля скоростей на срезе сопла, так как вместо нее используют установку системы измерения выходного импульса на срезе реактивного сопла, основанную на измерении нагружения струны или специального аэродинамического профиля, которые помещают диаметрально на срезе сопла, и установке специальных датчиков статического давления газа на срезе реактивного сопла для учета недорасширения истекающего из сопла газового потока.

Для определения тяги двигателя в полете этим способом, также как и в ранее рассмотренном способе определения тяги, требуется измерение расхода воздуха через двигатель и скорости полета самолета, что также требует установки от 4 до 36 приемников и датчиков во входном воздухозаборнике ТРДД.

Известен способ определения и контроля тяги ТРДД при наземном опробовании двигателя или при взлете летательного аппарата (Методические указания МУ 1.1.227-90 «Контроль тяги авиационных ГТД в эксплуатации», 1990 г.).

Этот способ определения тяги двигателя основан на использовании общей теории подобия характеристик и режимов работы ГТД, при использовании которой экспериментальные или расчетные характеристики двигателя, в том числе и тяговые, могут представляться в виде функциональных обобщенных зависимостей. В данном способе обобщенная или приведенная к одинаковым полным давлениям воздуха на входе в двигатель тяговая характеристика двигателя формируется после проведения приемосдаточных испытаний (ПСИ) в виде функциональной зависимости , в которой приведенная тяга является функцией для любого типа двигателей, аргумент которой по физическому смыслу является критерием подобия режимов работы двигателя и для различных типов ГТД определяется по формулам:

- для ТРД ,

где Р^* _T - полное давление газа за турбиной;

Р^* _вх - полное давление воздуха на входе в двигатель;

- для ТРДД с нерегулируемыми соплами без смешения потоков

,

где

где Р^* _В - полное давление воздуха за вентилятором в наружном контуре;

F_C1 - площадь сопла на срезе внутреннего контура;

F_C2 - площадь сопла наружного контура;

- для ТРДД с нерегулируемым реактивным соплом и смешением потоков

,

где

где F_CM1 - площадь сечения на выходе из внутреннего контура в камеру смешения,

F_CM2 - площадь сечения на выходе из наружного контура в камеру смешения.

При таком способе тяга двигателя на земле определяется:

- путем установки на двигателе приемников и датчиков для измерений полных давлений в различных сечениях двигателя;

- осуществления измерений и обработки в процессе ПСИ двигателя с целью вычисления критериев подобия режимов работы двигателя ;

- измерения в процессе ПСИ тяги двигателя и полных давлений воздуха на входе в двигатель и вычисления приведенной тяги R_пр;

- формирования на основе полученных при ПСИ данных по R_пр и тарировочной зависимости которая аппроксимируется уравнением;

- измерением в процессе наземной эксплуатации двигателя Р^* _вх, полных давлений воздушных и газовых потоков в различных сечениях двигателя и за турбиной и вычислением тяги двигателя по формуле:

,

где - значение приведенной тяги двигателя, вычисленное по уравнению тарировочной функциональной зависимости в соответствии с вычисленным значением .

Недостатком этого способа определения тяги ТРДД является необходимость установки на двигателе специальных датчиков и приемников полного давления в различных сечениях двигателя и за турбиной и на входе в двигатель, которые в электронных САУ ТРДД летательных аппаратов не используются. При этом для приемников полного давления на входе в двигатель необходимо создание специального обогрева для предотвращения его обледенения в эксплуатации, что неприемлемо для малоразмерных ТРДД.

Кроме этого, в процессе эксплуатации ТРДД на самолетах единичные измерения полных давлений воздуха на входе в двигатель не в полной мере отражают интегральное значение полного давления из-за неравномерностей воздушного потока, который вызывается воздухозаборниками самолета.

Этот способ обеспечивает достоверное определение тяги только в условиях наземного опробования двигателя при Vп=0 с целью диагностирования технического состояния двигателя или достаточности тяги двигателя перед взлетом самолета и не обеспечивает определение тяги в летных условиях, так как по полученной при ПСИ тарировочной зависимости и измеренному в процессе эксплуатации значению достоверно определяется только скорость истечения газа из сопла при условии Рн=Рн^*, что соответствует Vп=0 (Мп=0).

Для обеспечения достоверного определения тяги ТРДД в полете помимо использования тарированной контрольной зависимости которая характеризует выходной импульс при Мп=0, необходимо:

- измерение числа М полета, которое характеризует изменение выходного импульса при изменениях числа Мп;

- измерение расхода воздуха и скорости полета летательного аппарата для учета изменений входного импульса воздушного потока G_В·V_П.

Все вышеуказанные способы определения тяги ТРДД используют приемники и датчики измеряемых параметров газовоздушного тракта двигателя, которые не используются в электронных системах автоматического управления ТРДД.

Наиболее близким прототипом к предлагаемому способу определения тяги ТРДД является способ определения тяги по термогазодинамическим параметрам в соответствии с МУ 1.1.227-90.

В предлагаемом способе определения тяги во всех ожидаемых условиях эксплуатации ТРДД технический результат достигается путем осуществления следующей последовательности действий.

1. Используют измеряемые в современных электронных САУ двигателя частоты вращения роторов двигателя, мгновенный расход топлива, полную температуру воздуха на входе в двигатель, или за вентилятором, или за компрессором низкого давления, полную осредненную температуру газа за турбиной и полное или статическое давление воздуха за компрессором высокого давления.

2. Измеряют в специальной системе число М полета летательного аппарата, на котором устанавливается данный тип ТРДД, или используют число М полета из системы управления летательным аппаратом, или используют вычисленное число М полета летательного аппарата по данным внешнетраекторных измерений высоты и скорости полета.

3. Проводят приемосдаточные испытания (ПСИ) двигателя с одновременным измерением:

- тяги двигателя;

- параметров двигателя в электронной САУ, указанных в п.1;

- параллельно этих же параметров в стендовой метрологически аттестованной системе измерений;

- имитированного числа М полета в стендовой системе наддува и подогрева в случае, если ПСИ двигателя осуществляются с этой системой.

4. На основе полученной по п.3 после проведения ПСИ базы измеренных данных производят тарировку всех измерительных каналов электронной САУ двигателя, используя в качестве эталонных значений измерения в метрологически аттестованной стендовой системе измерений по п.3, и формируют новую базу измеренных параметров двигателя с учетом выполненных тарировок измерительных каналов электронной САУ двигателя.

5. На основе полученной базы данных по п.4 вычисляются:

5.1. Отношение тяги двигателя к полному или статическому давлению воздуха за компрессором высокого давления, которое также является параметром подобия тяговых характеристик двигателя, и при числе Мп=0 однозначно определяет приведенную тягу двигателя.

5.2. Критерии подобия режимов работы двигателя следующего вида:

где Gт_изм. - весовой расход топлива в ТРДД;

Р*к_изм. - полное давление воздуха за компрессором высокого давления;

n_{вд изм.} - частота вращения ротора высокого давления;

n_{нд изм.} - частота вращения ротора низкого давления;

Т*в _изм. - полная температура воздуха в любом сечении двигателя;

Т*_{т изм.} - полная средняя температура газа за турбиной;

К_т*в - безразмерный коэффициент, функционально зависимый от измеренной температуры воздуха Т*в _изм.

6. На основе полученной в процессе ПСИ при числе Мп=0 базы вычисленных значений и П_{пр i} от П_{пр 1} до П_{пр 11} формируют индивидуально для каждого двигателя экспериментальные обобщенные обобщенные тарировочные функциональные зависимости, в которых в качестве функции используют а в качестве аргумента - любой из критериев подобия режимов работы двигателя П_{пр i} от П_{пр 1} до П_{пр 11}. Полученные функциональные зависимости

аппроксимируют уравнениями.

После выполнения аппроксимации тягу двигателя в эксплуатации при Мп=0 определяют по формуле

где Р^*к_изм. - измеренное в процессе эксплуатации значение давления воздуха за компрессором высокого давления с учетом тарировочных поправок, полученных по п.4;

- численные значения по аппроксимированным тарировочным зависимостям при определенных значениях П_{пр i} от П_{пр 1} до П_{пр 11} по измеренным параметрам в САУ двигателя с учетом тарировочных поправок, полученных по п.4.

7. На основе математической модели типа ТРДД и предварительно рассчитанных с использованием этой модели высотно-скоростных характеристик (ВСХ) двигателя во всех ожидаемых условиям эксплуатации формируют вторую обобщенную функциональную зависимость

где функцией являются расчетные отклонения

при одинаковых значениях любого из П_{пр i} от П_{пр 1} до П_{пр 11} и различных значений чисел М полета, а аргумент формируется от двух переменных, в которых П_{пр i} являются любым из критериев подобия режимов работы двигателя от П_{пр 1} до П_{пр 11}, а число Мп является критерием подобия режимов полета самолета.

Полученные функциональные зависимости аппроксимируют уравнением в зависимости от двух переменных.

8. После выполнения аппроксимации этих функциональных зависимостей тягу двигателя в любых условиях эксплуатации, включая летную, определяют по формуле

где Р^*к_изм - измеренное значение давлений воздуха за компрессором высокого давления;

- вычисленные по уравнениям (1) п.6 тарировочные значения в зависимости от любого из определенных П_{пр i} от П_{пр 1} до П_{пр 11};

вычисленные по уравнению (2) п.7 тарировочные значения в зависимости от любого из определенных П_{пр i} от П_{пр 1} до П_{пр 11} и определенных чисел М полета летательного аппарата.

9. В тех случаях, когда ПСИ двигателя осуществляются с имитацией числа М полета летательного аппарата, первую функциональную зависимость формируют при любом выбранном из имитированных значений числа М полета в процессе ПСИ двигателя в виде

где - экспериментальные значения функции при выбранном имитированном числе М полета;

- П_{пр i} - значения аргументов, которыми являются критерии подобия режимов работы двигателя, вычисленные по п.5.2. от П_{пр 1} до П_пр11, при выбранном имитированном числе М полета.

Вторую функциональную зависимость формируют в виде

где - экспериментально определенные отклонения от функциональной зависимости, определенной при выбранном числе М полета и одинаковых значениях П_прi при отклонениях имитированных чисел М полета от выбранного числа М полета при формировании первой функциональной зависимости;

(Мп-М_зад.) - отклонения имитированных при ПСИ двигателя чисел М полета от выбранного числа М полета при формировании первой функциональной зависимости.

Аппроксимируют полученные зависимости уравнениями и определяют тягу двигателя, включая летную, по формуле

где Р^*к _изм. - измеренное в полете полное давление воздуха за компрессором высокого давления с учетом тарировочных поправок по п.4;

- численные значения, полученные по тарировочному уравнению (3) в зависимости от любого из вычисленных значений П_{пр i} от П_пр1 до П_пр11, при выбранном имитированном числе М полета;

- численные значения, полученные по тарировочному уравнению (4) в зависимости от любого из вычисленных значений П_{пр i} от П_пр1 до П_пр11 и от вычисленных отклонений, измеренных и определенных в других системах чисел М полета от заданного числа М полета, при котором были сформированы первые зависимости.

Таким образом, по приведенной последовательности действий обеспечивается поставленная цель - определение тяги ТРДД в полете с использованием только тех параметров, которые измеряются и используются в электронных САУ двигателя и летательного аппарата, без установки на двигателе дополнительных приемников и датчиков.

Новым в предлагаемом способе определения тяги ТРДД в эксплуатации является:

- использование после проведения приемосдаточных испытаний двигателя с измерением тяги двигателя при формировании тарировочной обобщенной (приведенной) функциональной зависимости

в которой в качестве приведенной тяги используются не отношение тяги двигателя к полному давлению воздуха на его входе, а отношение тяги двигателя к полному давлению воздуха за компрессором, то есть тяга двигателя, приводится не к входу в компрессор, а к его выходу, что не противоречит теории ВРД и не требует установки приемников полного давления воздуха на входе в двигатель;

- использование при формировании тарировочной обобщенной функциональной зависимости

с последующим определением тяги ТРДД в качестве аргумента обобщенного критерия подобия режимов работы ТРДД не по отношениям , а любого из одиннадцати ранее представленных критериев подобия режимов работы ТРДД, определение которых не требует установки дополнительных приемников и датчиков и обеспечиваются при любом сочетании используемых измеряемых параметров ТРДД в электронных САУ;

- использование после проведения ПСИ двигателя с измерением тяги двигателя не одной, а двух функциональных тарировочных обобщенных зависимостей с целью обеспечения определения тяги не только на земле, но и в полете, из которых

определяется экспериментально по данным ПСИ индивидуально для каждого двигателя,

а определяется расчетным путем по данным математической модели типа ТРДД.

При этом обеспечивает определение выходного импульса газового потока, который однозначно определяет тягу ТРДД при Мп=0, а вторая зависимость обеспечивает одновременный учет изменения входного импульса воздушного потока и изменение выходного импульса газового потока при изменениях числа М полета, при этом тяга двигателя определяется по формуле

- в случае проведения ПСИ с имитацией чисел М полета летательного аппарата используются индивидуально для каждого двигателя две тарировочные обобщенные зависимости с целью обеспечения определения тяги не только на земле, но и в полете из которых и первая и вторая определяются экспериментально в виде

а

При этом обеспечивает определение выходного импульса газового потока, который однозначно определяет тягу ТРДД при заданном числе М полета, а вторая зависимость обеспечивает одновременный учет изменения входного импульса воздушного потока и изменение выходного импульса газового потока при отклонениях числа М полета от выбранного числа М_зад, при этом тяга двигателя определяется по формуле

Примеры реализации предлагаемого способа определения тяги ТРДД в эксплуатации

После проведения стендовых испытаний с имитацией различных чисел М полета при заданном числе М_зад. полета формируют две дроссельные тарированные характеристики двигателя:

- отношение тяги к давлению воздуха за компрессором высокого давления при выбранном числе полета М_зад. в зависимости от приведенного комплекса П_пр

- отклонение

b₁·(Мзад.-Мизм.)+b₂·(М²зад.-M²изм.)+b3·П_{пр i}(Мзад.-Мизм.)

в зависимости от приведенного комплекса П_пр и отклонения имитированных чисел М полета ΔМп=М_зад.-М_изм. от выбранного М_зад., при котором определена первая функциональная зависимость.

В полете в электронной системе автоматизированного управления двигателя измеряют следующие параметры двигателя:

- Gт_изм. - весовой расход топлива;

- n_{вд изм.} - частота вращения ротора высокого давления;

- Т*в _изм. - полная температура воздуха за вентилятором;

- Р^*к_изм. - полное давление воздуха за компрессором высокого давления.

Эти данные корректируют с учетом поправок, полученных путем тарировки системы автоматизированного управления в процессе стендовых испытаний двигателя, по формулам

С учетом выполненных измерений частоты вращения ротора n_{ВД изм} высокого давления и полной температуры воздуха Т*в _изм. за вентилятором получают безразмерный коэффициент Кт^* _в, учитывающий влияние свойств воздуха на приведенный комплекс П_пр при изменении полной температуры воздуха на входе в двигатель. Затем определяют приведенный комплекс П_пр

по формуле

Из уравнения обобщенной характеристики определяют соотношение затем определяют величину поправки к величине для измеренного числа М полета, и с учетом этой поправки определяют тягу двигателя как произведение отношения и давления воздуха за компрессором высокого давления Р^*к при измеренном числе М полета.

Пример конкретного выполнения способа с использованием приведенного комплекса П_пр1 по формуле (1)

В таблице 1 приведены уточненные по тарировочным зависимостям параметры, взятые из электронного регулятора системы автоматического управления двигателя в процессе летной эксплуатации.

Таблица 1
nвд, %	Gт, %	Т* в, К	Рк, кгс/см2
91,58	67,89	365,52	13,315

В таблице 2 приведены значения коэффициентов поправочных уравнений, которые были использованы для получения данных таблицы 1.

Таблица 2
	с1	с2	d1	d2	e1	е2	f1	f2
nвд	1,005106	-50,97180
Т* B			1,001905	-3,505247
Рк					1,060384	-0,255828
Gт							1,025536	-3,775783

По данным измерений числа М полета ЛА отклонение М_зад.-М_полета=0,0261.

Приведенный комплекс П_{пр 1} определяли по формуле

где к=1689,6 - коэффициент согласования размерности измерений;

К_Т*в - поправочный коэффициент, учитывающий изменения С_P и С_V при изменении полной температуры воздуха, и определен в зависимости от измеренных n_вд и Т^*в

В соответствии с измеренным числом М полета и определенным приведенным комплексом П_{пр 1} из уравнения дроссельной характеристики определяли соотношение при числе полета M_зад.

где к=0,39 - коэффициент согласования размерности измерений.

Так как измеренное число М полета отличается от величины М_зад., то определяли величину соответствующей поправки Δ к величине при М_изм.-М_зад.=-0,0261;

Выполнено приведение к условию М=М_изм. величины по формуле

где к=0,39 - коэффициент согласования размерности измерений и представления тяги в эксплуатации.

С учетом этой поправки определяли тягу двигателя как произведение отношения и давления воздуха за компрессором высокого давления Р^*к при измеренном числе М полета:

Пример конкретного выполнения способа с использованием приведенного комплекса П_пр3 по формуле (3)

В таблице 3 приведены уточненные по тарировочным зависимостям измеренные в электронном регуляторе системы автоматического управления двигателя в процессе летной эксплуатации параметры.

Таблица 3
nвд, %	Т*в, К	Рк, кгс/см2
91,58	365,52	13,315

По данным измерений числа М полета ЛА отклонение М_зад.-М_полета=0,0261.

Приведенный комплекс П_{пр 3} определяли по формуле

где К=0,000018656 - коэффициент согласования размерности измерений;

К_T*в - поправочный коэффициент, учитывающий влияние свойств воздуха (С_P и С_V) при изменении его полной температуры на входе в двигатель, на данный комплекс, принятый равным 1.

В соответствии с измеренным числом М полета и определенным приведенным комплексом П_{пр 3} из уравнения дроссельной характеристики определяли отношение при заданном числе М полета, равном М_зад..

где к=0,39 - коэффициент согласования размерности измерений.

Так как текущее число М полета отличается от величины М_зад., то определяли величину соответствующей поправки к величине для соответствующего отклонения М_изм.-М_зад=-0,0261

Далее производят вычисление приведенной к условию М=М_изм. величины по формуле

С учетом этой поправки определяли тягу двигателя как произведение отношения и давления воздуха за компрессором высокого давления Р^*к при измеренном числе М полета:

Вывод: Результаты расчетов тяги двигателя по приведенным комплексам П_{пр 1} и П_{пр 3} практически совпали. Отличие составило 0,3%.

Аналогичным образом производится определение тяги ТРДД и по другим вышеуказанным формулам.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет определить тягу ТРДД только по тем параметрам, которые измеряются в электронных системах автоматического управления (САУ) ТРДД и летательного аппарата, без установки дополнительных приемников и датчиков.

1. Способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя в эксплуатации, при котором на двигателе устанавливают приемники и датчики для измерения полных давлений воздуха, осуществляют измерение с этих датчиков в системах измерения и обработки и в процессе приемосдаточных испытаний (ПСИ) двигателя измеряют тягу двигателя, по результатам проведенных ПСИ формируют тарировочную функциональную зависимость, в которой функцию задают в виде отношения тяги двигателя к полному давлению воздуха, а в качестве аргумента используют критерий подобия режимов работы двигателя, аппроксимируют полученную функциональную зависимость уравнением и определяют тягу двигателя, отличающийся тем, что при формировании тарировочной функциональной зависимости в качестве функции используют отношение тяги двигателя к полному давлению воздуха за компрессором высокого давления, измерения которого используют из электронной САУ двигателя, а при определении аргумента используют любой из критериев подобия режимов работы двигателя П_прi; от П_пр1 до П_пр10, которые определяют по формулам

или

или

или

или

или

или

или

или

или

или

измеренные в электронных САУ

G_{Т изм} - весовой расход топлива в ТРДД;

Р*_{К изм} - полное давление воздуха за компрессором высокого давления;

n_{вд изм} - частота вращения ротора высокого давления;

n_{нд изм} - частота вращения ротора низкого давления;

Т*_{В изм} - полная температура воздуха в любом сечении двигателя;

Т*_{т изм} - полная средняя температура газа за турбиной;

К_т*в - безразмерный коэффициент, функционально зависимый от измеренной температуры воздуха Т*_визм и режима работы двигателя, предварительно определяемый для данного типа ТРДД по математической модели двигателя, аппроксимируют полученные экспериментально функциональные зависимости уравнениями

и в процессе эксплуатации двигателя на земле измеряют полное давление воздуха за компрессором высокого давления, вычисляют любой выбранный критерий подобия режимов работы двигателя П_прi от П_пр1 до П_пр10 и тягу двигателя определяют по формуле

где Р*_{К изм} - измеренное значение полного давления воздуха за компрессором высокого давления;

- вычисленные значения по уравнениям (1) в зависимости от любого выбранного и определенного П_прi.

2. Способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя по п.1, отличающийся тем, что, с целью определения тяги во всех ожидаемых условиях эксплуатации, включая летную, измеряют число М полета на летательном аппарате или используют число М полета из систем управления летательного аппарата, или определяют число М полета по данным внешнетраекторных измерений высоты и скорости полета летательного аппарата, по результатам ПСИ двигателя формируют и аппроксимируют уравнениями две тарировочные функциональные зависимости, из которых первая формируется и аппроксимируется при числе Мп=0 в процессе ПСИ двигателя по экспериментальным данным, а вторую формируют с использованием расчетных высотно-скоростных характеристик (ВСХ) двигателя по математической модели типа ТРДД в виде где в качестве функции используют отклонения отношений тяги к полному давлению воздуха за компрессором при числе Мп=0 от этого же отношения, при значениях чисел М полета летательного аппарата в ожидаемых скоростных условиях эксплуатации двигателя а в качестве аргументов используют два критерия подобия, из которых одним является любой из критериев подобия режимов работы двигателя П_прi от П_пр1 до П_пр10, а вторым является число М полета, аппроксимируют эти зависимости уравнениями от двух переменных

и в процессе эксплуатации двигателя, включая летную, тягу двигателя определяют по формуле

где Р*_{К изм} - измеренное значение полного давления воздуха за компрессором высокого давления;

- любые вычисленные значения по уравнениям (1) п.1 первых тарировочных функциональных зависимостей в зависимости от любого выбранного и определенного П_прi;

- любые вычисленные тарировочные значения по уравнениям (2) вторых функциональных зависимостей, с использованием полученных чисел М полета и любого выбранного и определенного критерия подобия режимов работы двигателя П_прi.

3. Способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя по п.1, отличающийся тем, что, если ПСИ двигателя проводятся с использованием имитации чисел М полета ЛА, первую функциональную зависимость формируют и аппроксимируют уравнениями по экспериментальным данным при любом выбранном из имитируемых значений числа М полета в процессе ПСИ двигателя в виде

где - экспериментальные значения тарировочных функций при выбранном числе Мп из диапазона имитированных чисел Мп в процессе ПСИ двигателя в зависимости от любого из определенных критериев подобия режимов работы двигателя П_прi от П_пр1 до П_пр10;

П_прi - значения аргументов, которыми являются любые из выбранных критериев подобия режимов работы двигателя от П_пр1 до П_пр10,

вторую функциональную тарировочную зависимость формируют и аппроксимируют уравнениями от двух переменных также по экспериментальным данным

где - экспериментальные значения тарировочной функции, определяемые отклонениями имитированного числа Мп от выбранного Мп_зад в процессе ПСИ двигателя;

П_прi - значения критериев подобия режимов работы двигателя, определенные по п.1 от П_пр1 до П_пр10;

(Мп-Мп_зад) - отклонения имитируемого числа Мп в процессе ПСИ двигателя от выбранного числа Мп_зад при формировании первой функциональной тарировочной зависимости и в процессе эксплуатации двигателя, включая летную, тягу двигателя определяют по формуле

где P*_{К изм} - измеренное значение полного давления воздуха за компрессором высокого давления;

- любые вычисленные значения по уравнениям (3) первой тарировочной функциональной зависимости в зависимости от любого выбранного и определенного критерия подобия режимов работы двигателя П_прi от П_пр1 до П_пр10;

- любые вычисленные тарировочные значения по уравнениям (4) второй функциональной зависимости, полученной экспериментально в процессе ПСИ, с использованием отклонений измеренного числа М полета от выбранного имитированного числа М полета в процессе ПСИ и любых выбранных и определенных критериев подобия режимов работы двигателя П_прi от П_пр1 до П_пр10.