Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

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.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой установки внутреннего сгорания с повышением давления, включающий: нахождение скважности импульсов топливной форсунки и частоты циклов сгорания, которые соответствуют заданной рабочей точке нагрузки и заданному коэффициенту заполнения камеры сгорания установки; определение уставки давления подачи топлива, уставки момента впрыска для топливной форсунки и уставки момента зажигания, которые обеспечивают найденную скважность импульсов топливной форсунки и найденную частоту циклов сгорания; и передачу управляющего сигнала давления подачи топлива, содержащего уставку давления подачи топлива, в устройство обеспечения давления топлива, управляющего сигнала топливной форсунки, содержащего уставку момента впрыска топлива, в топливную форсунку и управляющего сигнала момента зажигания, содержащего уставку момента зажигания, в узел зажигания установки. Также представлены установка внутреннего сгорания с повышением давления и контроллер для данной установки. Изобретение позволяет управлять работой установки внутреннего сгорания с повышением давления. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ для мониторинга системы для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя, при этом способ мониторинга содержит этап для определения стабилизированного режима, этап для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима и этап для сравнения упомянутого среднего значения с предварительно определенным пороговым значением. Технический результат изобретения - повышение эффективности данного способа. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газовых турбин. В устройстве (60) для регулирования подачи топлива в процессе работы стационарной газовой турбины (40), а также электростанции (42), предусмотрено, чтобы в резервуаре (30) приготавливался объем (BV) топлива с давлением, существенно повышенным по сравнению с давлением в топливной сети (13), и, в случае необходимости, кратковременно подавался в забранное из топливной сети (13) топливо (B) с целью повышения его давления. Благодаря обеспечению сравнительно высокого давления топлива пилотное пламя в необходимых случаях эксплуатации может гореть стабилизированным образом. Также могут предотвращаться термоакустические колебания, а также затухание пламени, даже при сравнительно низком давлении в топливной сети (13). Использование изобретения позволяет также обеспечить возможность надежной работы газовой турбины (40) во время ее пуска, при перегрузке топлива и/или при сбросе нагрузки. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к способу и устройству для подачи топлива в газовую турбину. Описан способ управления подачей топлива в камеру сгорания газовой турбины, содержащей компрессор выше по потоку относительно камеры сгорания, причем способ содержит: подачу топлива в камеру сгорания; получение входного давления воздуха на входе компрессора; получение входной температуры воздуха на входе компрессора; получение выходного давления воздуха на выходе компрессора; получение сигнала отбора воздуха, указывающего количество воздуха, не поступающего в камеру сгорания; оценивание тепловыделение топлива, подаваемого в камеру сгорания, на основе входного давления воздуха, входной температуры воздуха, выходного давления воздуха и сигнала отбора воздуха; сравнение оцененного тепловыделения с требуемым тепловыделением, чтобы получить сигнал ошибки; и управление топливным клапаном, регулирующим подачу топлива в камеру сгорания, на основе сигнала ошибки. Технический результат изобретений – повышение стабильности работы газовой турбины. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, и сравнивают его с заданным значением ..В случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение nв, используя его в качестве заданного значения для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания. При наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия осуществляют снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя. Причем при сохранении данных условий в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью. В случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают. Изобретение позволяет повысить безопасность полета на взлете самолета. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Система топливопитания газотурбинного двигателя относится к области двигателестроения, в частности к системам топливопитания газотурбинных двигателей летательного аппарата. Система содержит регулятор, связанный с датчиками параметров работы двигателя, насос высокого давления и основной топливный насос для подачи топлива, переключатели подключения насосов с устройствами управления, связанными с регулятором, а также датчики давления топлива, установленные на выходе насосов и связанные с регулятором. В системе установлен регулируемый гидроприводной топливный насос, который содержит дросселирующий элемент с сервомотором, шестеренный гидромотор и шестеренный насос, кинематически связанные между собой, и датчик давления топлива на выходе. При этом вход в шестеренный гидромотор через дросселирующий элемент гидравлически связан с выходом насоса высокого давления, выход из шестеренного гидромотора гидравлически связан с выходом из шестеренного насоса, а сервомотор дросселирующего элемента гидравлически связан с переключателем. Изобретение позволяет повысить энергетическую эффективность и снизить подогрев топлива за счет уменьшения отбора топлива от топливного насоса высокого давления, а также за счет работы основного топливного насоса на режимах с большей величиной КПД. 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) и регулирования подачей топлива на запусках газотурбинных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя на режимах запуска путем формирования необходимой величины ускорения ротора, которая уточняется непрерывно в процессе запуска вплоть до выхода на заданный режим. Предварительно задают требуемое время запуска в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, дополнительно измеряют текущее время от начала запуска, при этом величину ускорения ротора на режиме малого газа, требуемого для реализации заданного времени запуска, непрерывно определяют в процессе запуска до выхода на режим малого газа по формуле: ,где nзад - частота вращения ротора на режиме малого газа;nтек - текущая частота вращения ротора;tзад - требуемое время запуска;tтек - текущее время от начала запуска. 2 ил.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, и предпочтительно применимо к области авиации. Способ регулирования порогового значения расхода топлива для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбореактивного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат, включает этап получения первой оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя; этап получения второй оценки расхода топлива, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка, для, по меньшей мере, одного диапазона значений расхода топлива, и этап регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой. При этом пороговое значение предназначено для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя. Также представлены применение порогового значения расхода топлива в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя, блок управления, содержащий компьютерную программу, включающую в себя инструкции для выполнения этапов способа регулирования, устройство для регулирования порогового значения расхода топлива и турбинный двигатель. Изобретение позволяет увеличить производительность турбинного двигателя. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей 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