Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя



Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2578780:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО (RU)

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.

 

Изобретение относится к способам регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Известен способ регулирования авиационного ТРД к изменяемой площадью выходного устройства, включающий поддержание заданного закона изменения перепада давления на турбинах в зависимости от приведенной частоты вращения одного из роторов двигателя или от температуры воздуха на входе в двигатель (см. Ю.Н. Нечаев "Законы управления и характеристики авиационных силовых установок", Москва, Машиностроение, 1995 г., стр. 265).

Данный способ не является оптимальным во всей области эксплуатации ТРД в силу того, что он обеспечивает тяговые и скоростные характеристики, но при этом не обеспечивает наибольшую дальность полета на крейсерских режимах полета самолета (режимах перегона).

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

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемой площадью выходного устройства, включающем поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и от режима работы двигателя, согласно изобретению, предварительно для данного типа двигателя 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, строят зависимости расхода топлива по тяге, 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.

Сущность изобретения заключается в следующем. При проведении стендовых испытаний было отмечено, что при смещении программы регулирования вверх существенно улучшается удельный расход топлива. В силу вышесказанного было принято решение об использовании в регуляторе двигателя двух программ поддержания заданного перепада давления на турбинах, обеспечивающих как тяговые характеристики, так и оптимальные экономические показатели двигателя, которые необходимы для перегона самолета.

На фиг. 1 показаны программы поддержания заданного перепада давления на турбинах;

на фиг. 2 - графики зависимости расхода топлива GR от тяги R.

При каждой программе регулирования при требуемых условиях полета выполняют измерения тяги (R) и расхода топлива (GT) и определяют удельный расход топлива CR=Gт/R. Далее строят зависимость СR=f(R) (фиг. 2).

При заданном значении тяги R=4500 кгс, соответствующем крейсерскому режиму - режиму максимальной дальности и продолжительности полета, определяют наименьший удельный расход топлива CR и соответствующую данному расходу программу поддержания заданного перепада давления на турбинах (см. таблицу).

Переход с программы №1 - штатной на программу №3 дает снижение удельного расхода топлива CR на 3% и следовательно увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 3%.

Программу с наименьшим удельным расходом топлива вводят в регулятор двигателя как дополнительную к штатной для обеспечения дальности полета.

Использование данного способа позволяет существенно увеличить дальность и продолжительность полета самолета.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемой геометрией выходного устройства, включающий поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и от режима работы двигателя, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано в системах управления топливоподачей в форсажную камеру сгорания турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой (ТРДДФ) на форсированных режимах.

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.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы камеры сгорания изменяемой геометрии, т.е.

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.

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.

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.

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.

Двухканальная система предназначена для автоматического управления ГТД на всех режимах работы двигателя. Система имеет основной и резервный каналы управления.

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 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.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления положением золотника топливодозирующего устройства для турбинного двигателя как функция заданного значения весового расхода содержит ответ на критерий действительности для выбора весового расхода. Также представлены носитель информации, содержащий исполняемые компьютером инструкции, которые при выполнении предписывают компьютеру осуществлять способ согласно настоящему изобретению, электронный блок и авиадвигатель. Изобретение позволяет улучшить точность управления расходом топлива турбинного двигателя. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. Передатчик хода включает канал для обеспечения прохода текучей среды, исполнительный модуль для увеличения давления в гидравлической жидкости, клапанный модуль, функционирующий в зависимости от давления гидравлической жидкости, при этом клапанный модуль расположен внутри канала для регулирования потока текучей среды, и трубку, соединяющую исполнительный модуль и клапанный модуль для передачи давления гидравлической жидкости между исполнительным модулем и клапанным модулем, при этом исполнительный модуль расположен снаружи канала, а клапанный модуль расположен внутри канала. Также представлена газовая турбина, содержащая передатчик хода. Изобретение позволяет предотвратить повреждение исполнительного модуля, а также позволяет повысить гибкость конструкции исполнительного модуля. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх