Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД. При осуществлении способа дополнительно ограничивают максимальное значение давления в камере сгорания до Рк. огр, величину которого определяют для каждого конкретного двигателя по значению полного давления за компрессором, измеренного при стендовых испытаниях двигателя в реальных атмосферных условиях, для чего предварительно устанавливают значение давления Рк. огр. предв, измеряют при этом режиме полное давление за компрессором Р*к. изм и давление в камере сгорания Рк, а величину ограничения максимального значения давления в камере сгорания определяют по следующей зависимости: Pк. огр=Pк+(Pпред. доп-P*к. изм), где Рпред. доп - предельно допустимое значение давления в камере сгорания. Осуществление способа позволяет обеспечить безопасную эксплуатацию двигателя на всех режимах его работы.

 

Изобретение относится к способам регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД), а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД.

Известен способ регулирования авиационного ТРД, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя. Возможен комбинированный закон управления двухвального газогенератора, сформированный с учетом эксплуатационных ограничений для максимального режима его работы (см. Ю.Н. Нечаев. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. М.: Машиностроение, 1995, стр. 253).

Данный способ не является оптимальным с точки зрения безопасности эксплуатации ТРД в силу того, что он обеспечивает безопасную работу роторов высокого и низкого давления, но не обеспечивает безопасную эксплуатацию камеры сгорания двигателя.

Задача изобретения заключается в повышении безопасности эксплуатации ТРД на всех режимах его работы.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращеня роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, согласно изобретению дополнительно ограничивают максимальное значение давления в камере сгорания до Рк. огр, величину которого определяют для каждого конкретного двигателя по значению полного давления за компрессором, измеренного при стендовых испытаниях двигателя в реальных атмосферных условиях, для чего предварительно устанавливают значение давления Рк. огр. предв ниже значения полного давления за компрессором на максимальном режиме, выводят двигатель по частоте вращения с режима малого газа до наступления ограничения режима работы двигателя до Р к. огр. предв, измеряют при этом режиме полное давление за компрессором Р*к. изм и давление в камере сгорания Рк, а величину ограничения максимального значения давления в камере сгорания определяют по следующей зависимости:

Pк. огр=Pк+(Pпред. доп-P*к. изм),

где Рпред. доп - предельно допустимое значение давления в камере сгорания, и вводят ее в регулятор двигателя.

Сущность изобретения заключается в обеспечении безопасности эксплуатации авиационного ТРД путем дополнительного ограничения максимального давления в камере сгорания Рк. огр.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуют следующим образом.

При проведении испытаний на наземном стенде на режиме "малый газ" в регуляторе двигателя задают предварительную настройку ограничителя Р к. огр. предв на 1,5 кг/см2 ниже значения полного давления за компрессором на максимальном режиме при конкретных атмосферных условиях. Например, на максимальном режиме при конкретных атмосферных условиях полное давление за компрессором составляет 19 кг/см2. Вводят в регулятор величину Pк. огр. предв=19-1,5=17,5 кг/см2.

Далее плавным повышением режима работы двигателя выводят его до наступления ограничения режима работы двигателя. На данном режиме измеряют полное давление за компрессором Р*к. изм=19 и давление Рк=18,5 по датчику регулятора двигателя. Далее по формуле

Pк. огр=Pк+(Pпред. доп-P*к. изм)=18,5+(38-19)=37,5 кг/см2 определяют величину настройки ограничителя максимального давления в камере сгорания и вводят ее в регулятор двигателя.

Осуществление изобретения обеспечит повышение надежности работы авиационного ТРД.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, отличающийся тем, что дополнительно ограничивают максимальное значение давления в камере сгорания до Pк. огр, величину которого определяют для каждого конкретного двигателя по значению полного давления за компрессором, измеренного при стендовых испытаниях двигателя в реальных атмосферных условиях, для чего предварительно устанавливают значение давления Pк. огр. предв ниже значения полного давления за компрессором на максимальном режиме, выводят двигатель по частоте вращения с режима малого газа до наступления ограничения режима работы двигателя до Pк. огр. предв, измеряют при этом режиме полное давление за компрессором P*к. изм и давление в камере сгорания Pк, а величину ограничения максимального значения давления в камере сгорания определяют по следующей зависимости:
Pк. огр=Pк+(Pпред. доп-P*к. изм),
где Pпред. доп - предельно допустимое значение давления в камере сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение описывает способ регулирования газовой турбины, причем величины (Mn1, Mn2) измерительного сигнала измеряются в разные моменты времени, а именно, по меньшей мере, в первый момент (n1) времени и во второй момент (n2) времени, причем первый момент (n1) времени предшествует второму моменту (n2) времени и причем демпфированные величины (Sn1, Sn2) сигнала генерируются из измеренных величин (Mn1, Mn2) измерительного сигнала, подвергая измеренные величины (Mn1, Mn2) измерительного сигнала сглаживанию с использованием коэффициента (λ) демпфирования, причем в зависимости от разницы между величиной (Mn2) измерительного сигнала во второй момент времени (n2) и демпфированной величиной (Sn1) сигнала в первый момент (n1) времени для регулирования используется неодинаковый коэффициент (λ) демпфирования.

Изобретение предназначено для оптимизации регулирования впрыскивания топлива. С этой целью приводные скорости всего оборудования адаптируются путем регулирования скорости турбины TL в зависимости от мощности.

Изобретение относится к энергетике. Способ определения температуры газа на выходе камеры сгорания газовой турбины, содержащий этапы, на которых: определяют массовый расход и температуру топлива, подаваемого в камеру сгорания; определяют массовый расход и температуру воздуха, подаваемого в камеру сгорания; определяют температурную зависимость удельной теплоемкости сгоревшей смеси топлива и воздуха, поданной в камеру сгорания; и определяют температуру на выходе сгоревшей смеси на выходе из камеры сгорания на основе найденного массового расхода и температуры топлива, найденного массового расхода и температуры воздуха и найденной температурной зависимости удельной теплоемкости сгоревшей смеси.

Изобретение относится к способу обнаружения попадания воды или града в газотурбинный двигатель, причем упомянутый двигатель имеет, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания и турбину.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС) при их эксплуатации на учебных режимах для обеспечения надежного розжига топлива при включении форсажа с пониженных режимов непрогретого двигателя (ниже режима «Максимал»).

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинной установки в переходном режиме, при котором регулятор определяет значения управляющей команды для массового расхода входящего воздуха, для массового расхода топлива и для массового расхода воды или пара, если вода и пар используются, причем по меньшей мере, одно командное значение динамически компенсируют, чтобы компенсировать различную динамику систем подачи с целью синхронизации результирующих изменений массовых расходов топлива, воды, пара и воздуха горения, которые поступают в камеру сгорания, таким образом, чтобы состав топливовоздушной смеси оставался в пределах границы воспламенения.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) газотурбинными двигателями (ГТД) со свободной турбиной, применяемыми в составе газотурбинных установок (ГТУ) для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС).

Изобретение относится к области теплотехники. Система теплообменника, через которую протекает жидкость, содержащая теплообменник с входом и выходом для жидкости, перепускной клапан с входом и выходом для жидкости и самоочищающийся фильтр с входом и двумя выходами для жидкости, один из которых является выходом для отфильтрованной жидкости, а второй - для неотфильтрованной жидкости, причем выход для отфильтрованной жидкости соединен с входом теплообменника, а выход для неотфильтрованной жидкости соединен с входом клапана; при этом выход теплообменника подсоединен ниже по потоку относительно выхода клапана.

Устройство и способ контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя путем выявления открытия клапана нагнетания и отсечки, установленного на выходе клапана регулирования расхода топлива, путем измерения скорости вращения газотурбинного двигателя, соответствующей открытию клапана нагнетания и отсечки, и путем последующего отслеживания изменения величины этой скорости вращения для того, чтобы предложить замену насоса высокого давления, когда измеренная величина этой скорости вращения достигает заданного порога.
Изобретение относится к области стендовых испытаний двухкаскадных газотурбинных двигателей, в частности к стендовым испытаниям газотурбинных двигателей после восстановительного ремонта, и предназначено для обеспечения запасов устойчивой работы компрессора высокого давления КВД и тяги (мощности) двигателя в процессе эксплуатации двигателя после восстановительного ремонта.
Наверх