Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя. Назначают предельную осевую нагрузку Rос. пред для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по nпривед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку Rос и сравнивают ее с Roc. пред, последовательными приближениями определяют предельное число Маха Мпред, при котором Rос=Rос. пред, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости. , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета Vприб<Vприб. пред. Реализация изобретения позволяет уменьшить время доводки двигателя на стадии летных испытаний двигателя в составе летательного аппарата и повысить экономичность стадии доводки, при этом увеличить ресурс двигателя и его надежность через ограничение величины осевой нагрузки, действующей на ротор авиационного газотурбинного двигателя. 2 ил.

 

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя.

Известен способ определения осевой нагрузки, включающий измерения осевой нагрузки Rос на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора nфиз, температуры на входе в ротор на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя при стендовых испытаниях, построение универсальной зависимости и зависимости и определение осевой нагрузки на различных режимах работы авиационного газотурбинного двигателя (патент РФ №2426902, МПК F02C 7/06, опубл. 10.02.2011).

Однако очень часто в реальных режимах эксплуатации летательного аппарата, особенно в процессе доводки двигателя и самолета, существует ограничение по уровню осевой нагрузки, определяемое из условия обеспечения требуемых запасов прочности узлов двигателя, и летчику необходимо знать, при какой приборной скорости полета наступает это ограничение, чтобы регулировать работу авиационного газотурбинного двигателя по приборной скорости самому, либо ввести регулирование в систему автоматического управления летательного аппарата.

Задача изобретения - повышение эффективности доводки двигателя в составе летательного аппарата при летных испытаниях.

Ожидаемый технический результат - увеличение ресурса двигателя и его надежности, в частности через ограничение величины осевой нагрузки, действующей на подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя и определение функциональной связи предельной осевой нагрузки и приборной скорости летательного аппарата.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем измерения осевой нагрузки Rос на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора nфиз, температуры на входе в ротор на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя при стендовых испытаниях, построение универсальной зависимости и зависимости , согласно изобретению назначают предельную осевую нагрузку Rос. пред для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по nпривед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку Rос и сравнивают ее с Rос. пред, последовательными приближениями определяют предельное число Маха Мпред, при котором Rос=Rос. пред, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета Vприб<Vприб. пред.

Назначение предельной осевой нагрузки Rос. пред позволяет ввести ограничение по осевой нагрузке, действующей на подшипник ротора, исходя из прочностных расчетов узлов двигателя.

Использование универсальной зависимости и зависимости , построенных на основании стендовых испытаний двигателя, позволяет, не прибегая к дополнительным замерам осевой нагрузки и дополнительного препарирования ротора авиационного газотурбинного двигателя для стендовых испытаний, определить осевую нагрузку для различных режимов работы авиационного газотурбинного двигателя.

Сравнение осевой нагрузки Rос, полученной с использованием универсальной зависимости с назначенной предельной осевой нагрузкой Roc. пред позволяет определить при каком режиме работы двигателя, которому соответствует свое число Маха М, высота Н и nпривед, наступает ограничение по осевой нагрузке, действующей на подшипник ротора, т.е. Rос=Rос. пред. В случае неравенства Rос и Rос. пред необходимо последовательными приближениями, а именно изменениями числа Маха М, высоты Н и nпривед и, следовательно, режима работы двигателя, определить такой режим с соответствующими ему предельным числом Маха Мпред, высотой Н и nпривед, при котором Roc=Roc. пред.

Связь между предельной скоростью полета Vприб. пред. и предельным числом Маха Мпред на основании зависимости позволяет летчику по приборной скорости Vприб летательного аппарата определить, наступает ли ограничение по осевой нагрузке, действующей на подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, поскольку данные по осевой нагрузке не выводятся на приборную панель летательного аппарата, а двигатель в полете не препарируют под прямой замер осевой нагрузки. При показаниях на приборной панели летательного аппарата уровня приборной скорости Vприб=Vприб. пред, летчик может изменить режим работы двигателя с помощью рычага управления двигателя αРУД, либо ограничение Vприб<Vприб. пред может быть внесено в систему автоматического управления двигателем, тем самым обеспечивая надежность и ресурс работы авиационного газотурбинного двигателя в составе летательного аппарата.

На фиг. 1 показана универсальная зависимость.

На фиг. 2 показана зависимость.

Способ реализуют следующим способом.

Препарируют опору ротора экспериментального авиационного газотурбинного двигателя под прямой замер осевой нагрузки. На наземном стенде при высоте полета Н=0 и числе Маха М=0 при снятии дроссельной характеристики от режима «малого газа» до «максимала» измеряют осевую нагрузку Roc на подшипник ротора, давление на входе в ротор , давление на выходе из ротора , физические обороты ротора nфиз, температуру на входе в ротор , на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя, строят универсальную зависимость и зависимость , назначают предельную осевую нагрузку Roc. пред, выбранную на основании прочностных расчетов, для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по nпривед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку Rос и сравнивают ее с Rос. пред, последовательными приближениями определяют предельное число Маха Мпред, при котором Rос=Roc. пред, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета Vприб<Vприб. пред.

Пример:

1. По данным стендовых испытаний в ходе измерений определили осевую нагрузку Rос на подшипник ротора, давление на входе в ротор , давление на выходе из ротора , физические обороты ротора nфиз, температуру на входе в ротор на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя.

2. Построили зависимости (фиг. 1 и 2).

3. Назначили предельную осевую нагрузку Rоc. пред=5000 кгс (по данным прочностных расчетов).

4. Выбрали один из режимов работы двигателя, например:

5. Используя зависимость (фиг. 2), определили .

6. Используя зависимость (фиг. 1) определили и далее Rос=2500·2=5000 кгс.

7. Сравнили полученную нагрузку с предельной осевой нагрузкой

Roc=Rос. пред=5000 кгс (в нашем случае они равны).

В случае неравенства осевой нагрузки с предельной осевой нагрузкой, выбираем другой режим работы двигателя.

8. Поскольку Rос=Rос. пред=5000 кгс, то предельное число Маха Мпред=М=1,45.

9. По зависимости. .определили предельную приборную скорость полета ,

где

а=325 м/с - скорость звука на данном режиме (Н=4 км; М=1,45);

ρ=0,8194 кг/м3 - плотность воздуха на данном режиме (Н=4 км; М=1,45);

ρо=1,225 кг/м3 - плотность воздуха на высоте Н=0.

10. Во время полета самолета приборная скорость не должна превышать 1386 км/ч. Приборную скорость полета регулирует сам летчик, изменяя режим работы двигателя с помощью рычага управления двигателем αРУД, либо уровень скорости летательного аппарата поддерживает система автоматического управления.

Реализация изобретения позволяет уменьшить время доводки двигателя на стадии летных испытаний двигателя в составе летательного аппарата и повысить экономичность стадии доводки, поскольку не требует использования дорогостоящего оборудования, необходимого для прямого измерения осевой нагрузки, дополнительного препарирования ротора двигателя, который после данных испытаний уже невозможно использовать в составе двигателя, участвующего в летных испытаниях, при этом увеличить ресурс двигателя и его надежность через ограничение величины осевой нагрузки, действующей на ротор авиационного газотурбинного двигателя и определение функциональной связи между предельной осевой нагрузкой и приборной скоростью полета летательного аппарата.

Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя, включающий измерения осевой нагрузки Roc на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора nфиз, температуры на входе в ротор на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя при стендовых испытаниях, построение универсальной зависимости и зависимости , отличающийся тем, что назначают предельную осевую нагрузку Rос. пред для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по nпривед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку Rос и сравнивают ее с Rос. пред, последовательными приближениями определяют предельное число Маха Mпред, при котором Rос=Rос. пред, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета Vприб<Vприб. пред,где а - скорость звука, ρ - плотность воздуха на высоте полета, ρо - плотность воздуха на высоте Н=0.



 

Похожие патенты:

Объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая две моторные группы и коробку механической передачи мощности. Каждая моторная группа механически вращает коробку механической передачи мощности для приведения во вращение главного выходного вала и, следовательно, главного несущего винта упомянутого летательного аппарата по частоте вращения NR.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания.

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам получения электрической энергии для электроснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления электростанцией с комбинированным циклом осуществляется станцией, которая содержит, по меньшей мере, газовую турбину и, по меньшей мере, паросиловую систему генерации, при этом станция приводит в действие, по меньшей мере, один электрический генератор, соединяемый с электрической сетью, при этом газовая турбина содержит компрессор, а паросиловая система генерации содержит паровую турбину, котел-утилизатор и обводной трубопровод.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы энергоустановки с одновальной газовой турбиной, работающей с постоянной скоростью вращения, которая ниже скорости, с которой газовая турбина вращается, когда первый генератор синхронизирован с электрической сетью.

Настоящее изобретение относится к газотурбинной системе генерирования энергии, содержащей генератор с водородным охлаждением, имеющий водород в качестве теплоносителя, хранилище водорода энергоблока, вспомогательное оборудование генератора и систему аварийной подачи энергии, которая содержит топливный элемент, в качестве топлива использующий водород.

Способ предназначен для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата, и согласно изобретению содержит этапы, на которых: - для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя, в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата: получают множество измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя; и выбирают измерения, представляющие изменения уровня масла и связанные с температурами масла, которые близки к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам; - объединяют (F40) измерения, выбранные по фазам работы в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата; и - сравнивают (F60) объединенные измерения с опорными данными для идентификации (F70) аномального расхода масла двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Способ для защиты газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину, от высокодинамических параметров, в частности, при пульсациях пламени в камере сгорания, при котором измеряют пульсации камеры сгорания, делят спектр частот измеренного сигнала пульсаций на заданные отрезки полосы пропускания, рассчитывают среднеквадратичное значение сигнала для каждой полосы, определяют взвешенные расчетные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона, используя заданные весовые коэффициенты, накапливают взвешенные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона для получения значения критерия предела пульсации, и сравнивают это значение с одним реперным значением, и обеспечивают работу газотурбинного двигателя в соответствии с результатом упомянутого сравнения.

Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Способ в соответствии с изобретением позволяет производить коррекцию текущего измерения давления газового потока, выдаваемого в ходе полета датчиком, установленным в двигателе.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях. Способ позволяет повысить достоверность определения величины коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя. При этом для определения значений параметров коэффициента расхода Аг газа проводят испытания газогенератора двухконтурного двигателя и замеряют давление воздуха за компрессором Р к ∗ , температуру воздуха перед и за компрессором Т в х ∗ и Т к ∗ , расход воздуха в компрессоре Gв, расход топлива Gт, расход воздуха, участвующего в горении Gвгор, по замеренным в результате испытаний параметрам определяют значения расхода газа Gг, давления газа Р г ∗ , температуры газа перед турбиной Т г ∗ и полученные величины включают в формулу для определения коэффициента расхода газа Аг.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий. Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя включает его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике получаемой при измерении температуры газа за турбиной при испытании двигателя в наземных условиях, где - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях; - расчетная температура газа перед турбиной, при этом дополнительно измеряют температуру газа за турбиной при испытании, имитирующем полетные условия, сравнивают характеристики и где - расчетная температура газа перед турбиной; - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях; - температура газа за турбиной, измеренная при испытании, имитирующем полетные условия, и в случае несовпадения данных характеристик осуществляют корректировку настройки ограничителя с учетом разницы температур и . 1 ил.

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению, более конкретно - к системам измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, в частности к системам измерения частоты вращения ротора турбин газотурбинных двигателей наземного использования. Технический результат изобретения - повышение надежности и простоты обслуживания системы измерения частоты вращения ротора микрогазотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от ДВС. Технический результат достигается тем, что на ротор турбокомпрессора, а именно на крепежную гайку компрессорной турбины, наносится светоотражающее покрытие, которое подсвечивается лазерным световым излучателем, отблеск которого отражается на светоприемное устройство, сигнал которого поступает на считывающее электронно-преобразующее устройство. 2 ил.

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает управление суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измерение значения тяги и определения удельного расхода топлива, построение зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и установление соотношения топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающего минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя на форсированном сверхзвуковом режиме, режимах перегона самолета, а также увеличить дальность и продолжительность полета самолета. 1 табл., 4 ил.
Наверх