Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя


 


Владельцы патента RU 2583485:

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

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей, а именно турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) с изменяемой площадью выходного устройства. При осуществлении способа предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства, с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель Gв и степень повышения давления в компрессоре низкого давления πкнд и определяют величину πкнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, а при отладке конкретного двигателя производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины πкнд/Gв, не превышающей предельно допустимую. Осуществление способа позволяет обеспечить потребные запасы устойчивой работы двигателя во всем диапазоне рабочих оборотов. 1 ил.

 

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей, а именно турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД).

Известен способ регулирования авиационного ТРДД, включающий в себя поддержание эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя (см. Ю.Н. Нечаев “Законы управления и характеристики авиационных силовых установок”, Москва, Машиностроение, 1995 г., стр. 272, 273).

Данный способ регулирования авиационного ТРДД не является оптимальным в силу того, что он не обеспечивает потребных запасов устойчивой работы двигателя.

Задача изобретения заключается в обеспечении потребных запасов устойчивой работы двигателя.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования авиационного ТРДД, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, согласно изобретению предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на этих оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель (Gв) и степень повышения давления в компрессоре низкого давления πкнд и определяют величину πкнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя. При отладке конкретного двигателя сначала определяют текущее (фактическое) значение πкнд/Gв, затем производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины πкнд/Gв, не превышающей предельно допустимую.

Сущность изобретения заключается в обеспечении безопасности эксплуатации авиационной техники путем настройки величины πкнд/Gв, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя.

На приведенном графике показана зависимость положения инцептора Ни от частоты вращения ротора низкого давления n и площади выходного устройства Fpc.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуется следующим образом. Проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства Fpc=0,283, 0,298, 0,308 с доведением до помпажа в диапазоне частот вращения ротора низкого давления (РНД) n=20-100% при помощи интерцептора, при этом фиксируют положение интерцептора (Ни), при котором произошел срыв. Затем строят зависимость (Ни) от частоты вращения РНД n и Fpc (см. график) и определяют частоту вращения РНД с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя n=70%. Затем определяют минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости (Fpc=0,298).

Далее при частоте вращения с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя n=70% и площадью выходного устройства Fpc=0,298, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, фиксируют суммарный расход воздуха (Gв=60 кг/с) и степень повышения давления в компрессоре низкого давления (πкнд=1,86) и определяют величину πкнд/Gв=0,031, которую принимают за предельно допустимую величину, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя.

Использование данного способа позволяет обеспечить потребные запасы устойчивой работы двигателя во всем диапазоне рабочих оборотов.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя с изменяемой площадью выходного устройства, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, отличающийся тем, что предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель Gв и степень повышения давления в компрессоре низкого давления πкнд и определяют величину πкнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, а при отладке конкретного двигателя производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины πкнд/Gв, не превышающей предельно допустимую.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. Стартовый ускоритель самолета представляет баллон с краном, наполненный водой и сжатым воздухом.

Изобретение относится к авиации, а именно к управлению величиной и направлением тяги с помощью подвижных сопел. Ручка управления двигателем для отклонения сопла состоит из рычага управления, паза рычага управления, внешней поворотной рукоятки, фиксатора, принадлежащего внешней поворотной рукоятке, поворотного рычага, кнопки фиксации поворотного рычага и внешней поворотной рукоятки, штока, принадлежащего кнопке, подшипников, спиральных пружин, датчиков, фиксирующих положение поворотного рычага и внешней поворотной рукоятки, шариковых замков, блока автоматики, электрогидрокрана для управления гидроцилиндрами, отклоняющими поворотное сопло в вертикальной плоскости, электрогидрокрана для управления гидроцилиндрами, отклоняющими поворотное сопло в вертикальной плоскости.

Изобретение относится к авиации, а именно к управлению величиной и направлением тяги с помощью подвижных сопел. .

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а более конкретно - к системам управления створками реактивного сопла ГТД.
Наверх