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.

Группа изобретений относится к вертолету, способу и устройству для уменьшения вибрации. Вертолет содержит конструкцию, включающую фюзеляж, вращающуюся систему, устройство для уменьшения вибрации. Устройство для уменьшения вибрации содержит электрогидростатические приводы, средство колебания электрогидростатических приводов, датчики динамических изменений, средство обработки. Для уменьшения вибрации в конструкции вертолета соединяют электрогидростатические приводы между подвижными друг относительно друга частями конструкции, вызывают колебания приводов на частоте, соответствующей частоте возбуждения, формируют сигналы динамических изменений в различных частях вращающейся системы и подают их в средство обработки, которое выдает компенсирующие сигналы управления электрогидростатическими приводами. Обеспечивается уменьшение вибрации в подвижно соединенных вибрирующих частях конструкции вертолета. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство относится к области судостроения, в частности ходовой части водного судна, и может быть использовано для повышения эффективности его ходовых качеств. Устройство ходовой части водного судна содержит основной вал с гребным винтом, и снабжено по крайней мере одним дополнительным валом с гребным винтом на нем, соосно основному валу, причем с переменной и отличающейся от основного вала скоростью вращения. На пути потока, который нагнетается вторым дополнительным гребным винтом, предусмотрена по крайней мере одна дополнительная плоскость поворотного, горизонтального и вертикального управления водным судном. Дополнительная плоскость имеет поверхность профильной кривизны, по форме близкую к внешней изобаре нагнетаемого потока. Достигается повышение надежности ходовой части водного судна, увеличение общего усилия на валу гребного винта без увеличения рабочих мест движителя по ширине судна. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается шасси для летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета, совершающего посадку на неподготовленную поверхность или палубу корабля. Адаптивное шасси ЛА содержит две дугообразные стойки или четыре полустойки, причем место крепления дугообразных стоек к корпусу ЛА центрируется с точкой пересечения дугообразных стоек и вертикальной оси, проходящей через центр масс ЛА, при этом каждая дугообразная стойка снабжена приводом, связанным с блоком управления и гироскопом, а также снабженные 3D-сканером поверхности посадочные площадки. При этом привод обеспечивает регулировку длины дугообразной стойки в соответствии с информацией, полученной от 3D-сканера поверхности посадочной площадки еще до момента приземления. Каждая стойка снабжена опорой, включающей опорный элемент с плавающим креплением к стойке. Причем материал, из которого выполнен опорный элемент, обеспечивает максимальное сцепление опорного элемента с поверхностью. Достигается упрощение конструкции, уменьшение веса, сохранение горизонтального положения ЛА относительно линии горизонта при посадке на неподготовленную поверхность (пересеченную местность с перепадом высот) или палубу корабля. 6 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх