Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования двигателя. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя заключается в регулировании углов установки направляющих аппаратов компрессора. Для этого предварительно формируют две или более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его частоты вращения. Для каждой программы регулирования измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги. В регуляторе двигателя происходит переключение программы в зависимости от режима полета. Достигается снижение расхода топлива, увеличение дальности и продолжительности полета. 2 ил., 1табл.

 

Изобретение относится к способам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий в себя поддержание заданных углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора

(см. Ю.Н. Нечаев «Законы управления и характеристики авиационных силовых установок». М.: Машиностроение, 1995, страница 260).

Данный способ не является оптимальным во всей области эксплуатации газотурбинного двигателя и не обеспечивает наибольшую дальность полета на крейсерских режимах полета самолета (режимах перегона).

Задача изобретения заключается в повышении экономичности двигателя на крейсерских режимах или режимах перегона самолета.

Ожидаемый технический результат - снижение расхода топлива.

Ожидаемый технический результата достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем поддержание заданных углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора с помощью регулятора двигателя, по предложению для полета самолета на максимальную дальность и продолжительность предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора дополнительно формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения, при каждой программе регулирования измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости расхода топлива по тяге и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, при полете самолета определяют текущие значения температуры воздуха на входе в двигатель и при достижении заданного значения температуры, соответствующего режиму крейсерского полета, в регуляторе двигателя производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги.

Сущность изобретения заключается в следующем.

При проведении стендовых испытаний по исследованию программ регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора от вращения ротора было отмечено, что при изменении программы регулирования в некоторых случаях уменьшается расход топлива без потерь характеристик компрессора. В связи с этим целесообразно использовать в регуляторе двигателя несколько программ регулирования углов установки направляющих аппаратов, обеспечивающих как тяговые характеристики и хорошие экономические показатели двигателя, которые необходимы для увеличения длительности и дальности полета.

Способ реализуется следующим образом.

При проведении испытаний на стенде в регулятор двигателя задавали, предварительно сформированные программы регулирования углов установки направляющих компрессора при различных оборотах двигателя.

При каждой программе регулирования измеряли тягу (R) и расход топлива Gt. По результатам испытаний построены зависимости.

Фиг.1. Изменение угла наклона направляющих аппаратов от приведенной частоты вращения ротора (1-3 - программы регулирования).

Фиг.2. Изменение расхода топлива от тяги двигателя (1-3 - программы регулирования).

По полученным зависимостям при заданном значении тяги R=4500 кгс определяли минимальный расход топлива Gt и соответствующую данному расходу программу регулирования αHA. В таблице приведен расход топлива в зависимости от используемой программы регулирования двигателя в режиме крейсерского полета.

Таблица
№ программы регулирования αНА Расход топлива Gt кг/час
1 3189
2 3079
3 3059

После определения программы с наиболее низким расходом топлива программу вводят в регулятор двигателя как дополнительную к штатной для обеспечения дальности полета.

Переход c базовой программы управления №1 на программу №3 дает снижение расхода топлива Gt на 130 кг/час и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета.

Использование предложенного способа управления позволяет более чем на 5,2% увеличить дальность и более чем на 5,2% увеличить продолжительность полета самолета.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий поддержание заданных углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора с помощью регулятора двигателя, отличающийся тем, что для полета самолета на максимальную дальность и продолжительность предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора дополнительно формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения, при каждой программе регулирования измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости расхода топлива по тяге и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, при полете самолета определяют текущие значения температуры воздуха на входе в двигатель и при достижении заданного значения температуры, соответствующего режиму крейсерского полета, в регуляторе двигателя производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции хвостовых винтов вертолетов. Хвостовой винт (12) вертолета (10) имеет привод (1), содержащий электрическую машину с поперечным магнитным потоком с возбуждением от постоянных магнитов с дуплексным расположением статоров.

Изобретение относится к судостроению, а именно к подруливающим устройствам судов. Подруливающее устройство содержит два винта, установленные в гондоле на стойке обтекателей в сквозном канале, и приводной двигатель, а также снабжено дополнительными стойками, расположенными на обтекателях по краям гондолы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам компенсации крутящего момента несущих винтов вертолетов. Способ компенсации реактивного момента несущего винта состоит в создании противодействующего крутящего момента, который создается реактивными силами тяги выходного газового потока в виде реактивных струй газотурбинного двигателя вертолета под действием разделенной части энергии, вырабатываемой газогенератором двигателя, с последующим поперечно-тангенциальным внедрением их в воздушный опорный поток, образованный несущим винтом.

Изобретение относится к вертолетостроению. Несущий винт вертолета содержит втулку винта, сбалансированные и совмещенные на одной оси одним из двух своих концов несколько лопастей с рабочими аэродинамическими поверхностями, имеющими по диаметру винта передние и задние кромки.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам машущего полета и конструкциям махолетов. Способ машущего полета летательного аппарата основан на вращательном машущем движении пары плоскостей, создающих подъемную силу при движении из верхней в нижнюю точку вращения.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный двухфюзеляжный вертолет-самолет представляет собой моноплан с передним горизонтальным оперением, содержащий двухкилевое оперение, смонтированное к консолям крыла на гондолах, короткий фюзеляж, двигатель, передающий крутящий момент через систему валов трансмиссии на тянущий и толкающий поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу.

Изобретение относится к винтовым движителям транспортных средств. Движитель состоит из воздушного винта и центробежного устройства, установленного соосно с воздушным винтом в его центральной части с возможностью поперечного взаимодействия их выходных воздушных потоков.

Вертолет // 2499735
Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам крепления трансмиссий вертолетов. Вертолет (1) имеет несущий винт (3), фюзеляж (2) и трансмиссию (7), функционально соединенную с несущим винтом.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздушных винтов. Винт (4) вертолета (1) включает в себя вал (10) трансмиссии, вращающийся вокруг первой оси (В), ступицу (11), функционально соединенную с валом (10) трансмиссии под фиксированным углом по отношению к первой оси (В) и с возможностью вращения вокруг второй оси (С), поперечной по отношению к первой оси (В), и две лопасти (12), присоединенные к ступице (11) под фиксированным углом по отношению к первой и второй осям (В, С) и с возможностью вращения вокруг третьей оси (D).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции дверей летательных аппаратов. Воздушное судно (1), способное выполнять полет в режиме зависания, содержит фюзеляж (2), который имеет носовую часть (3), хвостовую секцию (11) на противоположном конце по отношению к носовой части (3), и кабину (8), расположенную между носовой частью (3) и хвостовой секцией (11).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан содержит фюзеляж, стабилизатор, киль, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, консоли, установленные вблизи центра тяжести по обе стороны от фюзеляжа, обтекатели, колонки, роторы с лопастями, автоматы перекоса, средства управления автоматами перекоса. Консоли соединены с фюзеляжем посредством шарниров, обеспечивающих возможность изменения угла поворота в диапазоне от 100 до -10 градусов относительно горизонта независимо друг от друга. Колонки жестко соединены с консолями и закрыты обтекателями. Роторы содержат лопасти с реактивными двигателями, соединенные с колонками посредством торсионов, закрепленных на свободно вращающихся валах колонок в подшипниках. Реактивные двигатели расположены в консольной части лопастей и имеют сопла, ориентированные в сторону задней кромки лопастей. Достигается возможность управления конвертопланом исключительно посредством автоматов перекоса. 21 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Хвостовое оперение вертолета содержит фенестрон с многолопастным винтом (4) с лопастями (3) и при необходимости вертикальные кили (1.2). Выпрямляющие поток статоры (5) неподвижных лопаток расположены в звездообразной конфигурации параллельно плоскости винта далее по ходу по отношению к винту (4). Кольцо (2.1) фенестрона заключено в композитную конструкцию из внешнего защищающего от эрозии поверхностного слоя (7.1, 8.1), выполненного из твердого пластика или пластикового композитного материала, и по меньшей мере одного последующего слоя (7.2, 8.2) из эластомерного демпфирующего материала. Кольцо фенестрона поочередно содержит два слоя твердого пластика и два слоя эластомерного демпфирующего элемента. Достигается снижение уровня шума хвостового оперения. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Система моделирования в реальном времени окружения двигателя летательного аппарата содержит цифровое вычислительное устройство, устройство моделирования в реальном времени части окружения двигателя и летательного аппарата. Цифровое вычислительное устройство содержит вход приема данных датчиков или летательного аппарата, выход, связанный с приводами двигателя или летательного аппарата, модуль регулирования, модуль выбора. Устройство моделирования содержит цифровые вход и выход, модуль контроля, соединенные определенным образом. Обеспечивается режим моделирования в реальном времени окружения двигателя и летательного аппарата с возможностью его отключения во время полета. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх