Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Авторы патента:

Куприк Виктор Викторович (RU)

Белов Алексей Валерьевич (RU)

Киселёв Андрей Леонидович (RU)

F02C9/00 - Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках (управление воздухозаборниками F02C 7/057; управление турбинами F01D; управление компрессорами F04D 27/00)

Владельцы патента RU 2592562:

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

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.

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

Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий в себя поддержание суммарного расхода топлива через топливные коллекторы форсажной камеры в зависимости от давления за компрессором на максимальном форсированном режиме работы двигателя (Ю.Н. Нечаев «Законы управления и характеристики авиационных силовых установок», Москва, Машиностроение, 1995, с. 287-288).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является известный способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, где по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем (РУД) и расходу топлива в основную камеру сгорания управляют расходом топлива в форсажной камере сгорания. Дополнительно на установившихся форсажных режимах измеряют давление и температуру газов в форсажной камере сгорания, подают возрастающее по частоте пульсирующее воздействие на расход воздуха через двигатель с помощью направляющих аппаратов компрессора и створок реактивного сопла двигателя. В момент увеличения полноты сгорания форсажного топлива, определяемый по скачкообразному росту давления и температуры газов в форсажной камере сгорания, фиксируют частоту пульсирующего воздействия на расход воздуха через двигатель и уменьшают расход форсажного топлива до тех пор, пока температура газов в форсажной камере сгорания не снизится до исходной /RU 2386837 C2, Открытое акционерное общество "СТАР", 20.04.2010/.

Данный способ не является оптимальным во всей области эксплуатации газотурбинного двигателя в силу того, что он не обеспечивает наибольшую дальность полета на форсированном сверхзвуковом режиме полета самолета (режимах перегона).

Задача изобретения заключается в повышении экономичности двигателя на форсированном сверхзвуковом режиме, режимах перегона самолета, а также в увеличении дальности и продолжительности полета самолета.

Ожидаемый технический результат заключается в снижении расхода топлива и увеличении дальности полета.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что управляют суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, по предложению проводят 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, измеряют значения тяги и определяют удельный расход топлива, после чего строят зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и устанавливают соотношение топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающее минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги.

Способ согласно изобретению иллюстрируется рисунками 1-4. На рис. 1 и 2 представлены графики, отражающие зависимость Gт.ф₁/Р*к от Тв для 1 форсажного коллектора и Gт.ф₂/Р*к от Тв для 2 форсажного коллектора соответственно. На рис. 3 представлен график, отражающий зависимость удельного расхода топлива (C_R) от тяги (R). На рис. 4 схематично представлена система управления ТРД.

Gт.ф₁ - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры;

Gт.ф₂ - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры;

Р*к - измеренное давление воздуха за компрессором двигателя;

Тв - измеренная температура воздуха на входе в двигатель;

C_R - удельный расход топлива;

R - тяга.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуется следующим образом. При проведении испытаний на стенде с имитацией полетных условий в регулятор двигателя задают предварительно сформированные алгоритмы управления подачей топлива для 1 и 2 форсажных коллекторов при поддержании суммарного расхода топлива в зависимости от степени повышения давления за компрессором. По измеренным расходам топлива через 1 и 2 коллекторы форсажной камеры, давлению воздуха за компрессором двигателя и температуре воздуха на входе в двигатель строят зависимости Gт.ф./Р*к от Тв.

Рассмотрим графики, представленные на рис. 1 (зависимость Gт.ф₁/Р*к от Тв для 1 форсажного коллектора) и рис. 2 (Gт.ф₂/Р*к от Тв для второго форсажного коллектора).

кривая 1 - штатный 1 алгоритм управления, обеспечивающий заданные тяговые характеристики (расход топлива в первом и втором коллекторах форсажной камеры одинаковый, т.е. на первый и второй коллекторы подают по 50% от суммарного расхода топлива);

кривая 2 - дополнительный 2 алгоритм управления подачей топлива (на первый коллектор подают 40% от суммарного расхода топлива, а на второй - 60% от суммарного расхода топлива);

кривая 3 - дополнительный 3 алгоритм управления подачей топлива (на первый коллектор подают 60% от суммарного расхода топлива, а на второй - 40% от суммарного расхода топлива).

Суммарный расход топлива через 1 и 2 топливный коллекторы форсажной камеры постоянен, что можно выразить следующими уравнениями:

, где

Gт.ф_{1 по 1 алг.} - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по первому алгоритму управления,

Gт.ф_{2 по 1 алг} - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по первому алгоритму управления,

Gт.ф_{1 по 2 алг.} - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по второму алгоритму управления,

Gт.ф_{2 по 2 алг.} - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по второму алгоритму управления,

Gт.ф_{1 по 3 алг.-} - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по третьему алгоритму управления,

Gт.ф_{2 по 3 алг.} - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по третьему алгоритму управления.

Для каждого алгоритма управления при требуемых условиях полета выполняют измерения тяги (R) и суммарного расхода топлива (Gт.ф), после чего определяют удельный расход топлива C_R=Gт.ф/R и строят зависимость C_R=f(R) (рис. 3), где

C_R - удельный расход топлива;

R - тяга;

кривая 1 - зависимость C_R=f(R) для 1 алгоритма управления (штатного);

кривая 2 - зависимость C_R=f(R) для 2 алгоритма управления;

кривая 3 - зависимость C_R=f(R) для 3 алгоритма управления.

По заданному значению тяги определяют наименьший удельный расход топлива C_R и соответствующий данному расходу алгоритм управления поддержания заданного перепада давления на турбинах. Алгоритм управления с наименьшим удельным расходом топлива вводят в регулятор двигателя. В соответствии с выбранным алгоритмом управления расход топлива, подаваемого в первый и второй коллекторы, может быть разным.

Система управления ТРД (рис. 4) включает: ТРД 1 как объект управления, датчик 2 расхода топлива, характеризующий подачу топлива в 1 форсажный коллектор, датчик 3 расхода топлива, характеризующий подачу топлива во 2 форсажный коллектор, датчик 4 давления воздуха за компрессором, датчик 5 температуры воздуха на входе в двигатель, датчик 6 тяги, программный блок 7 управления ТРД.

В таблице 1 отражены удельные расходы топлива C_R для алгоритмов управления 1-3 при заданных значениях тяги R=2000 кгс, R=3500 кгс, R=4500 кгс.

Пример 1.

На рис. 3 видно, что при заданном значении тяги R=3500 кгс, соответствующем крейсерскому режиму - режиму максимальной дальности и продолжительности полета, наименьший удельный расход топлива C_R=1,260 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива C_R на 8% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 8%.

Пример 2.

При заданном значении тяги R=2000 кгс (рис. 3) наименьший удельный расход топлива C_R=1,515 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива C_R на 6% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 6%.

Пример 3.

При заданном значении тяги R=4500 кгс (рис. 3) наименьший удельный расход топлива C_R=1,365 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива C_R на 7% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 7%.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий управление суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, отличающийся тем, что проводят 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, измеряют значения тяги и определяют удельный расход топлива, после чего строят зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и устанавливают соотношение топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающее минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги.

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.

Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя // 2587514

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 определения коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя // 2586792

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 регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя // 2578931

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.

Регулируемая трехмоторная установка, винтокрылый летательный аппарат, содержащий такую установку, и способ регулирования силовой установки // 2573080

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.

Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины // 2570480

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.

Система генерирования электрической энергии // 2567112

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.

Способ управления электростанцией с комбинированным циклом // 2566864

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.

Способ работы энергоустановки в резервном режиме (варианты) и энергоустановка // 2562686

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.

Газотурбинная система генерирования энергии, содержащая систему аварийной подачи энергии // 2561811

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 определения тяги в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков // 2596413

Изобретение относится к области управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков ТРДДсм и ТРДДсм с форсажной камерой сгорания ТРДДФсм и позволяет определить с повышенной точностью тягу в полете с учетом реального истечения газа из реактивного сопла. По замерам полетной информации измеряют параметры газа на срезе реактивного сопла, по которым далее определяют выходной импульс сопла и действительную тягу двигателя как функцию R=ƒ(Pн, Т* вх, Vп, nв, Р* в, Р* т, Fc, Fкр). 1 з.п. ф-лы.

Помехоустойчивый самонастраивающийся измеритель температуры газа газотурбинного двигателя // 2601712

Использование: в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат: повышение помехоустойчивости измерителя температуры газа ГТД. Данный измеритель содержит первое пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом дифференциатора, а выход подключен ко второму входу второго блока умножения, последовательно соединенные второе пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом второго блока умножения, и третий сумматор, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а выход подключен ко второму входу второго сумматора. 5 ил.

Способ управления основной камерой сгорания газотурбинного двигателя // 2602705

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), основанного на программном изменении коэффициента избытка воэдуха в первичной зоне горения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом основной камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива. При этом измеряют индексы эмиссии монооксидов углерода (СО) и углеводородов (НС), вычисляют текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива, сравнивают его с заданным значением коэффициента полноты сгорания топлива и корректируют коэффициент избытка воздуха в первичной зоне горения. 1ил.

Способ передачи топлива // 2604152

Изобретение относится к энергетике. Способ передачи топлива включает подачу воды к по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Также способ включает подачу масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Дополнительно способ включает подачу жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура, причем подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура осуществляют перед подачей масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура и подачей жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Изобретение позволяет повысить эффективность сжигания топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ эксплуатации турбины для снижения проскока аммиака // 2607139

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя для снижения проскока аммиака включает в себя работу двигателя в диапазоне выходных уровней мощности; регулирование массового потока оксидов азота (NOx), производимого в отработавшем газе двигателя, чтобы быть в пределах 10% в диапазоне выходных уровней мощности; и обработку отработавшего газа двигателя в процессе селективного каталитического восстановления таким образом, что генерация NOx и соответствующий поток восстановителя, используемого в процессе селективного каталитического восстановления, остаются относительно постоянными в терминах массового (молярного) потока в диапазоне выходных уровней мощности, и регулируется проскок аммиака. Изобретение позволяет снизить проскок аммиака. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ и система регулирования мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата // 2608784

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности. При этом при режиме особой опасности обеспечивают прирост мощности для попытки запуска отказавшего двигателя, при режиме максимальной опасности обеспечивают всю или часть нетяговой мощности, при режиме средней опасности обеспечивают минимальную долю нетяговой мощности до конца полета. В случае превышения максимальных периодов действия, выделенных для каждого аварийного режима, функция аварийного срабатывания распределяет отбор нетяговой мощности между двигателями и GPP автоматически или в соответствии с командой пилота. Система регулирования мощности содержит центр управления полетом с блоком обработки данных, модуль обслуживания, модули контроля и отслеживания (FADEC) двигателей и GPP, соединенных определенным образом двунаправленными каналами передачи данных. Обеспечивается регулирование мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя // 2614460

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) относится к авиационному двигателестроению. В системе каждый клапан выполнен однопоршневым, его вход размещен со стороны надпоршневой полости, выход - со стороны боковой поверхности поршня, а подпоршневая полость сообщена с наружным контуром и в ней установлена пружина. Осуществление изобретения позволяет существенно упростить конструкцию системы регулирования подачи воздуха для охлаждения турбины ДТРД, повысить ее надежность, а также производить плавное изменение расхода охлаждающего воздуха на всех режимах работы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система и способ обнаружения утечки топлива и способ обнаружения утечки текучей среды // 2615303

Описаны системы и способы обнаружения утечек топлива в газотурбинных двигателях. В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения предлагается способ обнаружения утечки топлива в газотурбинном двигателе. Способ может включать регулирование клапана управления для соответствия требуемому расходу топлива, определение фактического расхода топлива на основе, по меньшей мере частично, давления на входе в топливный коллектор и одного или более параметров газотурбинного двигателя и сравнение требуемого расхода топлива с фактическим расходом топлива. Кроме того, способ может включать определение разности между требуемым расходом топлива и фактическим расходом топлива, которая указывает на утечку топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя // 2617221

Использование - в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах. Сущность изобретения: измеритель температуры газа газотурбинного двигателя дополнительно содержит последовательно соединенные блок гистерезиса, элемент схемы «И», первый переключатель, второй интегратор, второй переключатель, блок памяти ошибок модели, четвертый сумматор, выход которого подключен ко второму входу элемента сравнения, общая шина подключена ко второму входу первого и второго переключателей, кнопка пользователя подключена ко второму входу элемента схемы «И» и управляющему входу второго переключателя, выход модели температуры газа подключен к четвертому сумматору, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу блока памяти ошибок модели, выход дифференциатора подключен ко входу блока гистерезиса, выход элемента сравнения подключен к третьему входу первого переключателя, выходы с датчиков температуры окружающей среды, давления окружающей среды и датчика определения высоты полета подключены к третьему, четвертому и пятому его входу соответственно. 8 ил.

Термоуправляемый узел для газотурбинной системы (варианты) и способ управления каналом для потока охлаждающего воздуха // 2618791

Изобретение относится к энергетике. Термоуправляемый узел для узла газовой турбины газотурбинной системы содержит элемент теплопередачи, имеющий первую часть и вторую часть, при этом первая часть расположена внутри первой полости, имеющей первую температуру, а вторая часть расположена во второй полости, имеющей вторую температуру, причем элемент теплопередачи проходит через полую стенку, и первая температура больше, чем вторая температура. Также имеется термочувствительный элемент, расположенный внутри второй полости и функционально связанный с элементом теплопередачи. Также имеется устройство регулирования потока, расположенное внутри второй полости и выполненное с возможностью смещения в ответ на изменение температуры в первой полости. Изобретение позволяет повысить эффективность работы газотурбинной системы. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.