Способ управления газотурбинным двигателем


 


Владельцы патента RU 2549920:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") (RU)

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных авиационных двигателей. Согласно способу измеряют температуру воздуха на входе в двигатель, по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и первому заданному программному значению регулируемого параметра вырабатывают первый программный управляющий сигнал, который сравнивают с фактическим значением сигнала регулируемого параметра и по сигналу разности их значений осуществляют регулирование подачи топлива в двигатель. Дополнительно задают второе программное значение регулируемого параметра и предельные значения высоты и скорости полета, в процессе полета по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и второму программному значению регулируемого параметра вырабатывают второй программный управляющий сигнал, причем в процессе полета измеряют высоту и скорость полета, сравнивают их с предельными наперед заданными значениями и, до тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных предельных, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают первый программный управляющий сигнал, а при превышении предельных значений высоты и скорости полета, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают второй программный управляющий сигнал. Технический результат изобретения - повышение эффективности регулирования двигателей в зависимости от условий полета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных авиационных двигателей и может быть использовано для повышения эффективности их регулирования в зависимости от условий полета.

Известен способ регулирования газотурбинного двигателя путем измерения температуры газов за турбиной и частоты вращения ротора, сравнения их соответственно с первым и вторым заданными сигналами для формирования первого и второго сигналов отклонения и изменения подачи топлива в двигатель пропорционально большему сигналу отклонения, причем для исключения забросов температуры газов перед турбиной сигнал измеренной частоты вращения ротора пропускают через инерционное звено с постоянной времени, большей или равной постоянной времени прогрева турбины, из полученного сигнала вычитают сигнал измеренной частоты вращения ротора, усилением сигнала рассогласования формируют корректирующий сигнал, а первый заданный сигнал уменьшают на величину корректирующего сигнала (см. авторское свидетельство СССР №1389354, кл. F02C 9/28, 2006 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что он довольно инерционен, а кроме того, данный способ регулирования не учитывает динамических характеристик летательного аппарата, на котором он установлен, что снижает точность регулирования двигателя и его ресурс.

Известен способ управления газотурбинным двигателем, который осуществляется регулированием расхода топлива в камеру сгорания и включает измерение фактического значения регулируемого параметра двигателя, расчет заданного значения данного параметра по значениям температуры воздуха на входе в двигатель и положению рычага управления двигателем, сравнение значений заданного и фактического значений регулируемого параметра и регулирование полученным в результате сравнения сигналом расхода топлива для стационарного режима работы двигателя, причем дополнительно, по значениям температуры воздуха на входе в двигатель, положению рычага управления двигателем и, как минимум, по одному параметру, характеризующему динамические свойства летательного аппарата (например, текущее значение массы летательного аппарата с учетом фактического остатка топлива и полезной нагрузки, высота и скорость полета), задают значение расхода топлива для переходного режима, которое сравнивают с расходом топлива для стационарного режима, и в случае, если значение расхода топлива для стационарного режима меньше его значения для переходного режима, регулирование подачи топлива осуществляют по данному параметру, а если нет, то управление расходом топлива переключают на заданный для переходного режима.

(см. патент РФ №2476703, кл. F02C 9/26, 2013 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что при его осуществлении в процессе управления учитывается высота и скорость полета, однако эти параметры используются только для характеристики динамических свойств летательного аппарата, что не позволяет рационально использовать ресурс двигателя на стационарных режимах работы двигателя.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка способа управления газотурбинным двигателем, позволяющего повысить эффективность летно-технических характеристик двигателя при рациональном расходовании его ресурса за счет изменения настройки контура регулирования на большую величину расхода топлива, только в тех условиях полета, где это требуется в зависимости высоты и скорости полета или по сигналу летчика и применять более щадящий режим работы двигателя (меньшую настройку контура регулирования) на менее интенсивных (не предельных) режимах работы.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем, согласно которому измеряют температуру воздуха на входе в двигатель, по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и первому заданному программному значению регулируемого параметра вырабатывают первый программный управляющий сигнал, который сравнивают с фактическим значением сигнала регулируемого параметра и по сигналу разности их значений осуществляют регулирование подачи топлива в двигатель, новым является то, что дополнительно задают второе программное значение регулируемого параметра и предельные значения высоты и скорости полета, в процессе полета по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и второму программному значению регулируемого параметра вырабатывают второй программный управляющий сигнал, причем в процессе полета измеряют высоту и скорость полета, сравнивают их с предельными наперед заданными значениями и, до тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных предельных, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают первый программный управляющий сигнал, а при превышении предельных значений высоты и скорости полета, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают второй программный управляющий сигнал, а в качестве регулируемого параметра может быть использовано значение температуры газов на выходе из камеры сгорания двигателя.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления газотурбинным двигателем, посредством которой может быть реализован заявленный способ.

Система управления газотурбинным двигателем 1 содержит регулятор 2 расхода топлива (Gt) в камеру сгорания двигателя. Система оснащена датчиком измерения фактического значения регулируемого параметра. В качестве регулируемого параметра могут быть использованы различные контролируемые параметры двигателя, например температура газов на выходе из камеры сгорания, частота вращения ротора компрессора и пр. Таких параметров может быть довольно много. Заявленный способ осуществляется принципиально одинаково вне зависимости от того, какой параметр будет выбран в качестве регулируемого. В дальнейшем заявленный способ будет описан при использовании в качестве регулируемого параметра температуры газов. Для измерения фактического значения температуры газов (T4) на выходе двигателя установлен датчик 3 измерения температуры газов. Вход регулятора 2 связан с выходом первого элемента сравнения 4, первый вход которого связан с датчиком 3.

Система также содержит датчик 5 температуры воздуха на входе в двигатель, связанный с входами первого 6 и второго 7 задающих устройств - задатчиков программного значения регулируемого параметра - температуры газов.

Система содержит элемент «И» 8, входы которого связаны с выходами второго 9 и третьего 10 элементов сравнения, первые входы которых связаны соответственно с задатчиками фиксированных предельных значений высоты 11 и скорости 12 полета, а вторые - соответственно, с датчиками 13 высоты и скорости 14 полета. Выход элемента «И» связан с управляющим входом переключателя 15, к первому и второму входам которого подключены соответственно выходы первого 6 и второго 7 задающих устройств. Выход переключателя связан со вторым входом первого элемента сравнения 4.

Система может быть оснащена установленным в кабине пилота элементом 16 (рукояткой, тумблером и пр.) ручного управления переключателем 15 и элементом «ИЛИ» 17. Первый вход элемента «ИЛИ» подключают к выходу элемента «И», а его выход - к управляющему входу переключателя 15. Ко второму входу элемента «ИЛИ» подключают элемент 16.

Система управления скомпонована из стандартных блоков и модулей.

Датчики 3, 5, 13, 14 являются стандартными. В качестве элементов «И», «ИЛИ» могут быть использованы стандартные логические схемы. В качестве регулятора 2 используют серийно выпускаемый регулятор. Переключатель 15, элементы сравнения 4, 9, 10 также являются стандартными.

В качестве первого задающего устройства 6 - задатчика программного значения регулируемого параметра - температуры газов могут быть использованы стандартные широко применяемые в системах управления устройства, реализующие одно- или многокоординатные наперед заданные функциональные зависимости. Например, в предлагаемом решении в задающем устройстве реализуется наперед заданная зависимость: T4-01=f(TBX). В цифровых системах управления эти зависимости реализуются в виде таблиц или аппроксимирующих полиномов, в гидромеханических системах - в виде пространственных кулачков. Выбор заданной зависимости регулируемого параметра, например температуры газов, определяют, например, как для приведенного выше наиболее близкого аналога способа регулирования или на основе широко известных в литературе методик газодинамического и прочностного расчета двигателей (см., например, «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей» Москва, Машиностроение, 1987 г.).

Задающее устройство 7 - задатчик программного значения температуры газов, может выполняеться аналогично задачику 6, только в нем реализуется другая наперед заданная зависимость: T4-02=f(TBX). Выбор второй заданной зависимости определяется аналогично указанной выше, но из условия получения заданных скоростных и высотных характеристик самолета, например, смещением характеристики T4-01=f(TBX) на постоянную величину,

В качестве задатчиков 11 и 12 могут быть использованы аналогичные устройства, как и для задатчиков 6 и 7, только в них заданы конкретные фиксированные наперед выбранные значения высоты полета «Но» для задатчика 11 и скорости полета «Мо» для задатчика 12. Указанные значения определяются техническими требованиями на конкретный тип самолета и зависят от условий эксплуатации самолета, например высоты и скорости эшелона полета гражданского самолета.

Способ управления газотурбинным двигателем осуществляют следующим образом.

В процессе работы двигателя 1 на установившихся непредельных режимах расход топлива (Gt) в его камеру сгорания управляется регулированием проходного сечения дозирующего элемента регулятора 2, которое задается управляющим сигналом с выхода первого элемента сравнения 4. Для выработки управляющего сигнала (ΔT4) на первый вход элемента сравнения 4 подается сигнал, характеризующий фактическое значение регулируемого параметра - температуру газов (T4) двигателя. Параллельно на первый вход переключателя 15 подается сигнал (T4-01) с первого задающего устройства 6. Данный сигнал получают в первом задающем устройстве 6 по приведенной выше зависимости, и он характеризует первое программное значение регулируемого параметра температуры газов в двигателе, например за турбиной, в зависимости от значения температуры воздуха на входе в двигатель.

Таким образом, на второй вход элемента сравнения 4 с переключателя 15 поступает сигнал (T4°), а на первый - сигнал с датчика 3 - сигнал (T4). В элементе сравнения 4 проводится математическая операция сравнения ΔT44°-T4 и управляющий сигнал подается на регулятор для управления расходом топлива в камеру сгорания.

Параллельно во втором задающем устройстве 7 формируется второй программный управляющий сигнал регулируемого параметра, который не проходит на элемент сравнения 4.

В процессе полета датчика 13 и 14 измеряют высоту и скорость полета, значения которых во втором 9 и третьем 10 элементах сравнения непрерывно сравниваются с их фиксированными предельными значениями, заложенными в задатчики 11 и 12. До тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных задатчиками, с элементов сравнения 9 и 10 сигналы на элемент «И» не проходят и управление подачей топлива происходит с учетом значения первого программного значения регулируемого параметра - температуры газов. Если измеренные значения высоты и скорости полета превышают заданные задатчиками 11 и 12, то со второго и третьего элементов сравнения 9 и 10 сигналы поступают на элемент «И», который срабатывает и выдает на управляющий вход переключателя 15 сигнал, в соответствии с которым от второго входа первого элемента сравнения 4 отключается первое задающее устройство 6 и подключается второе задающее устройство 7. Дальнейшее управление двигателем осуществляется через второе задающее устройство 7 по зависимости, приведенной выше.

В случае необходимости экстренного регулирования перехода управления с первого задающего устройства 6 на второе 7, оно осуществляется по команде пилота из кабины управления посредством элемента 16, сигнал с которого подается на второй вход элемента «ИЛИ» 17 и подключает ко второму входу первого элемента сравнения 4 задающее устройство 7 (или задающее устройство 6).

Переключение управления подачей топлива с первого задающего устройства на второе в зависимости от условий полета, обеспечивает рациональное расходование ресурса двигателя за счет изменения настройки контура регулирования температуры газа на большую величину расхода топлива только в тех условиях полета, где это требуется в зависимости высоты и скорости полета.

1. Способ управления газотурбинным двигателем, согласно которому измеряют температуру воздуха на входе в двигатель, по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и первому заданному программному значению регулируемого параметра вырабатывают первый программный управляющий сигнал, который сравнивают с фактическим значением сигнала регулируемого параметра и по сигналу разности их значений осуществляют регулирование подачи топлива в двигатель, отличающийся тем, что дополнительно задают второе программное значение регулируемого параметра и предельные значения высоты и скорости полета, в процессе полета по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и второму программному значению регулируемого параметра вырабатывают второй программный управляющий сигнал, причем в процессе полета измеряют высоту и скорость полета, сравнивают их с предельными наперед заданными значениями и, до тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных предельных, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают первый программный управляющий сигнал, а при превышении предельных значений высоты и скорости полета - с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают второй программный управляющий сигнал.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве регулируемого параметра используют значение температуры газов на выходе из камеры сгорания двигателя.



 

Похожие патенты:

Электроприводной насос для газотурбинного двигателя (ГТД) содержит насос подачи рабочей среды и электропривод, включающий в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения, связанный с электродвигателем, датчиками и системой управления высшего уровня.

Изобретение используется в системах автоматического регулирования дозирования топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Технический результат: экономия топлива за счет повышения стабильности статических и динамических характеристик устройства дозирования топлива, повышения точности дозирования топлива в газотурбинный двигатель с одновременным повышением точности всей системы управления газотурбинным двигателем.

Устройство для предварительного смешивания топлива и воздуха, предназначенное для использования перед впускным отверстием основного канала потока текучей среды системы выделения/преобразования энергии и отделенное от зоны тепловыделения в системе выделения/преобразования энергии, содержит множество концентрических, копланарных, некруглых, кольцевых элементов с аэродинамической формой, множество расположенных в радиальном направлении спицеобразных элементов.

Изобретение относится к топливному расходомеру, в который подают топливо с помощью насоса, имеющего входное отверстие и выходное отверстие. Регулирующее устройство содержит поршень, отделяющий вдоль оси вторую камеру от третьей камеры, соединенный с выходным отверстием измерительного клапана, включает в себя соединительный элемент, выполненный с возможностью взаимодействия с элементом клапана, вторую пружину, размещенную в третьей камере, которая прикладывает осевое усилие к поршню, в результате чего проявляется тенденция удержания поршня отсоединенным от элемента клапана, регулирующее устройство также включает в себя канал для соединения второй камеры с третьей камерой.

Способ поэтапного изменения подачи топлива при эксплуатации реактора с камерой сгорания с захваченным вихрем, имеющего, по меньшей мере, одну полость с захваченным вихрем, при этом реактор с камерой сгорания с захваченным вихрем дополнительно имеет как входное устройство для предварительного смешивания, которое обеспечивает смешивание топлива и воздуха и ввод воздушно-топливной смеси в основное впускное отверстие реактора с камерой сгорания с захваченным вихрем, так и, по меньшей мере, одно вихревое устройство для предварительного смешивания, которое обеспечивает смешивание топлива и воздуха и ввод воздушно-топливной смеси непосредственно в, по меньшей мере, одну подобную полость с захваченным вихрем в реакторе с камерой сгорания с захваченным вихрем.

Изобретение относится к трубопроводной арматуре и предназначено для управления потоками рабочих сред путем изменения площади проходного сечения и может быть использовано для транспортировки газа в системах газораспределительных станций.

Система предназначена для регулирования подачи топлива в ГТД со свободной турбиной. Система имеет основной и резервный каналы управления.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Изобретение относится к энергетике. Парогазовая установка с пароприводным дозатором-компрессором газового топлива содержит газотурбинный двигатель с камерой сгорания и регулирующим клапаном по топливу, турбогенератор, энергетическую паровую турбину, установленную на валу турбогенератора, котел-утилизатор с паровыми контурами одного или более давлений, систему трубопроводов газа, пара и воды с регулирующей и запорной арматурой, причём установка также содержит компенсационную турбину, установленную на одном валу с приводной паровой турбиной и дозатором-компрессором в общем герметичном корпусе со стороны дозатора-компрессора. Изобретение позволяет упростить создание пароприводного дозатора-компрессора и наладку его работы в оптимальном режиме в широком диапазоне нагрузок газотурбинного двигателя, а также повысить показатели тепловой эффективности парогазовой установки. 1 ил.

Двухканальная система предназначена для автоматического управления ГТД на всех режимах работы двигателя. Система имеет основной и резервный каналы управления. Автоматический запуск на резервном канале управления обеспечивается установкой временного автомата параллельно дросселю междроссельной камеры. Автомат содержит дросселирующий элемент с сервомотором. В магистралях, соединяющих временный автомат с насосом, установлены клапан постоянного расхода и электромагнитный клапан. Технический результат - обеспечение автоматического запуска газотурбинного двигателя при работе резервного канала управления без усложнения конструкции. 1 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для управления подачей топлива в коллекторы основной и/или форсажной камер сгорания ГТД. Способ заполнения топливных коллекторов камер сгорания газотурбинного двигателя включает подачу дозированного топлива в как минимум один топливный коллектор камеры сгорания с последующим его впрыском через форсунки в камеру сгорания двигателя. Дополнительно через как минимум один другой коллектор перепускают недозированное топливо, причем циркуляцию недозированного топлива через данный коллектор отключают при подаче в него дозированного топлива. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение эффективности работы ГТД за счет сокращения времени приемистости при переходе с режима на режим, которое обеспечивается за счет сокращения времени на заполнение топливом включаемого в работу топливного коллектора, а также обеспечение плавного изменения тяги двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ формирования сигнала установочной точки подачи топлива, подаваемого клапаном золотникового типа измерительного устройства в систему впрыска топлива для впрыска топлива в камеру сгорания турбодвигателя, причем положение золотникового клапана зависит от сигнала установочной точки. Способ включает в себя этапы, на которых получают первый сигнал, представляющий результат измерения расходомером расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания; выполняют оценку второго сигнала на основе результатов измерения положения золотникового клапана; выполняют оценку третьего сигнала путем применения цифровой модели расходомера ко второму сигналу и формируют сигнал установочной точки путем суммирования сигнала компенсации с первым сигналом, причем сигнал компенсации получают путем вычитания третьего сигнала из второго сигнала. Также представлены способ подачи сигнала, устройство формирования сигнала, система подачи сигнала, а также газовая турбина. Изобретение позволяет улучшить точность измерения расхода топлива. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинной установки, содержащей компрессор, турбину и камеру сгорания с группой пусковых горелок, группой горелок с предварительным смешением, работающих на обогащенной топливовоздушной смеси, и группой горелок с предварительным смешением, работающих на обедненной топливовоздушной смеси, в условиях изменения состава поступающего газового топлива, при этом указанный способ включает стадии: непрерывного измерения в реальном времени состава газового топлива, регулирования работы указанного газотурбинного двигателя и сжигание топлива в указанных горелках с использованием указанных измерений состава газового топлива в реальном времени. Также представлена газотурбинная установка для осуществления способа согласно изобретению. Изобретение позволяет обеспечить работу установки в оптимальном диапазоне, а также обеспечить оптимальный эффект сокращения вредных выбросов, оптимальные пульсационные характеристики и надежность работы газотурбинного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ заполнения топливных коллекторов камер сгорания газотурбинного двигателя, включающий заполнение дозированным топливом как минимум одного топливного коллектора камеры сгорания и подачу через его форсунки топлива в камеру сгорания двигателя. В процессе работы двигателя в емкости подготавливают порцию топлива, достаточную для заполнения вводимого в работу как минимум одного коллектора, перед введением в работу которого заполняют данный коллектор подготовленной порцией топлива, после чего подают в него дозированное топливо. Изобретение позволяет повысить эффективность работы газотурбинного двигателя за счет сокращения времени приемистости при переходе с режима на режим. 1 ил.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы камеры сгорания изменяемой геометрии, т.е. изменяемого объема и изменяемого проходного сечения отверстий жаровой трубы. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива. Дополнительно введены последовательно соединенные вычислитель коэффициента полноты сгорания топлива и схема сравнения, выход которой соединен с входом программного блока, а также датчик индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC), установленный на выходе основной камеры сгорания, выход которого соединен с входом вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива, при этом на второй вход схемы сравнения подается заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива. 1 ил.

Камера сгорания предназначена для использования в способе поэтапного изменения подачи топлива, при котором части топлива, подаваемые во множестве мест ввода топлива в камеру сгорания, варьируются в соответствии с требуемой мощностью. Камера сгорания содержит множество полостей сжигания в захваченном вихре, устройство предварительного смешивания в комбинации с множеством полостей сжигания в захваченном вихре. Устройство предварительного смешивания содержит входное устройство предварительного смешивания и множество вихревых устройств предварительного смешивания. Входное устройство предварительного смешивания имеет основное впускное отверстие, в котором начинается основной поток, проходящий через камеру сгорания, и множество концентричных, имеющих аэродинамическую форму колец, расположенных перед указанным множеством полостей сжигания в захваченном вихре. Каждое из колец имеет внутренний канал и дополнительно содержит множество отверстий для впрыска топлива, так что топливо протекает из внутреннего канала во входной поток текучей среды вблизи указанного кольца. Каждая пара колец образует между собой кольцевой канал. Вихревое устройство предварительного смешивания соединено с полостью сжигания в захваченном вихре и содержит впускное отверстие для топлива, впускное отверстие для воздуха, камеру, в которой смешиваются топливо и воздух, и выпускное отверстие для воздушно-топливной смеси. Впускное отверстие для топлива включает в себя топливный коллектор с диффузионной пластиной, расположенной в нем. Воздушно-топливная смесь вводится непосредственно в полость сжигания в захваченном вихре в направлении, тангенциальном относительно рециркулирующего потока внутри полости сжигания в захваченном вихре. Поток топлива, проходящий через каждое из множества вихревых устройств предварительного смешивания, является независимо изменяемым. Непосредственно за входным устройством предварительного смешивания и перед указанным множеством полостей сжигания в захваченном вихре расположен конический обтекатель, выполненный с возможностью образования сопла и ускорения предварительно смешанной смеси, выходящей из входного устройства предварительного смешивания. Изобретение направлено на улучшение эксплуатационных характеристик. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение может быть использовано в системах управления топливоподачей в форсажную камеру сгорания турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой (ТРДДФ) на форсированных режимах. Способ управления ТРДДФ заключается в том, что измеряют давление за компрессором ( p к * ) и давление за турбиной ( p т * ) , вычисляют перепад давления на турбине ( π T ∑ * = p к * / р т * ) . Далее определяют скорость изменения указанного перепада ( δ π T ∑ * ) и определяют скорость изменения расхода топлива (δGТФ), подаваемого в форсажную камеру сгорания. На максимальных форсированных режимах регулируют подачу топлива в форсажную камеру сгорания в зависимости от величины отношения скорости изменения перепада давления на турбине к скорости изменения расхода топлива ( δ π T ∑ * / δ G T Ф ) , обеспечивая его значение близким к нулю. Технический результат - повышение точности регулирования расхода топлива. 1 з.п. ф-лы, 4 ил..

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства. Способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства включает поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и от режима работы двигателя. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателя дополнительно формируют по меньшей мере две программы регулирования перепада давлений на турбинах, при каждой программе регулирования создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя условия, соответствующие различным условиям полета по высоте и скорости, измеряют значения тяги и расхода топлива, затем строят зависимости расхода топлива от тяги, по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а по сигналу с борта самолета при полете на максимальную продолжительность и дальность полета в регуляторе двигателя производят переключение программы управления перепада давления на турбинах на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива. Осуществление способа позволяет существенно увеличить дальность и продолжительность полета самолета. 2 ил., 1 табл.
Наверх