Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Способ относится к регулированию авиационного турбореактивного двигателя (ТРД). Предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды. Технический результат изобретения – оптимизация тягово-экономических характеристик двигателя во всем диапазоне высот полета самолета и таким образом увеличение продолжительности и дальности полета. 2 ил.

 

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД).

Известен способ регулирования авиационного ТРД, включающий поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости 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 вследствие того, что он не обеспечивает поддержание оптимальной степени расширения на турбине при различной высоте полета самолета.

Задачей изобретения является получение оптимальных тяговых и экономических характеристик двигателя.

Для решения указанной задачи в известном способе регулирования авиационного ТРД, включающем поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно изобретению, предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды.

Такое осуществление способа позволяет оптимизировать тягово-экономические характеристики двигателя во всем диапазоне высот полета самолета.

Сущность изобретения заключается в следующем.

При проведении стендовых испытаний по определению высотно-скоростных характеристик двигателя было отмечено, что при изменении программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель на различных высотах уменьшается расход топлива при постоянной тяге двигателя. В связи с этим целесообразно использовать в регуляторе двигателя несколько программ регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающих тягово-экономические показатели двигателя во всем диапазоне высот полета самолета.

На приведенных графиках

на фиг. 1 показаны программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель;

на фиг. 2 - зависимость расхода топлива Gт от тяги R.

Способ реализуется следующим образом.

При проведении испытаний на стенде при имитации полета на высоте Н=5000 м (давление окружающей среды р=0,55 кг/см2) в регулятор двигателя задают три предварительно сформированные программы регулирования степени расширения на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (фиг. 1).

При каждой программе регулирования измеряют тягу (R) и расход топлива Gт при давлении окружающей среды р=0,55 кг/см2.

По полученным данным строят зависимости Gт=f(R) (фиг. 2) и по ним определяют минимальный расход топлива Gт при заданном значении тяги, и соответствующую данному расходу программу регулирования πт.

В таблице приведен расход топлива в зависимости от используемой программы регулирования двигателя при высоте полета при тяге R=6000 кгс.

После определения программы с наиболее низким расходом топлива, программу вводят в регулятор двигателя как дополнительную к штатной для обеспечения оптимальных тягово-экономических характеристик двигателя.

При полете самолета на высоте Н=5000 м производят переключение программы управления на программу №3, что дает снижение расхода топлива Gт и, следовательно, увеличение продолжительности и дальности полета.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, отличающийся тем, что предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды.



 

Похожие патенты:

Турбомашина для летательного аппарата, содержащая вал турбомашины и насосный модуль (100), содержащий конструктивный корпус (9), насосный вал (11), связанный с валом (1) турбомашины, насос (3) питания топливом турбомашины, установленный на упомянутом насосном валу (11) и внутри конструктивного блока (9), и электрическое устройство (5), установленное на упомянутом насосном валу (11) и выполненное с возможностью вращения упомянутого насосного вала (11) для приведения в действие насоса (3) питания или с возможностью быть приведенным во вращение упомянутым насосным валом (11) для электрического питания агрегата (8) турбомашины, при этом электрическое устройство содержит элементы ротора (51), установленные на наружной периферии подвижной части (32) насоса питания, и элементы статора (52), установленные на внутренней периферии конструктивного корпуса.

Изобретение относится к энергетике. Способ автонастройки системы сгорания топлива газовой турбины включает выбор первой настроечной кривой из множества настроечных кривых для газовой турбины, разбалансировку стабильной рабочей точки газовой турбины путем изменения одного или более рабочих параметров на основе заранее заданного набора команд, определение настроечных параметров и их сохранение, в то время как текущую рабочую точку газовой турбины возвращают на упомянутую первую настроечную кривую, и формирование резервной копии настроечных параметров для восстановления стабильной рабочей точки.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано для регулирования газотурбинного двигателя. В способе снижения выбросов вредных веществ дополнительно измеряют давление топлива в дежурной Рт1 и основной Рт2 зонах горения, вычисляют отношение Рт1/Рт2, сравнивают измеренные величины выбросов вредных веществ с предельно допустимыми значениями и корректируют соотношения давлений Рт1/Рт2 путем уменьшения подачи топлива в дежурную зону горения до снижения уровня выбросов вредных веществ на 1-2% ниже предельно допустимых значений.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД.

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 может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления турбореактивными двигателями. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления. Для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках, а регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания и положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимых значений. Изобретение позволяет достичь максимальное значение тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем, температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором, и регулирование частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных и направляющих аппаратов компрессора низкого давления, а также критического сечения реактивного сопла. Регулирование частоты вращения производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания, положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления и площади критического сечения реактивного сопла, до достижения частоты выше или ниже предельно допустимых значений. Изобретение позволяет достичь максимального значения тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий. 1 ил.

Изобретение относится к электронно-гидромеханическим системам автоматического управления турбореактивными двигателями. Измеряют давление газа за турбиной низкого давления, определяют отношение давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках. Регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания и изменения площади критического сечения реактивного сопла, определяемой по отношению давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимых значений. Изобретение позволяет достичь максимального значения тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий. 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования заданного значения, по меньшей мере, одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, содержащий: этап, на котором получают текущее значение, по меньшей мере, одной рабочей переменной двигателя, этап, на котором извлекают из предварительно установленной таблицы значение декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя, и этап, на котором регулируют заданное значение по меньшей мере одного указанного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы. Также представлено применение для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета, заданного значения для, по меньшей мере, одного параметра, который влияет на указанную тягу, которая регулируется с помощью заявленного способа регулирования. Изобретение позволяет уменьшать тягу летательного аппарата регулированием множества заданных значений одновременно, не ограничиваясь при этом одним особым типом двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания оснащена делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений в заданных сечениях двигателя, входом связанным с выходом переключателя, а выходом с первым входом усилителя, второй вход которого связан с датчиком положения распределительного золотника. Описан также способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат изобретений - повышение надежности и безопасности работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания за счет ограничения допустимой площади критического сечения реактивного сопла двигателя на форсажных режимах. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией сопла. Предварительно при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде выводят двигатель на максимальный режим при постоянном значении диаметра критического сечения сопла, затем изменяют площадь критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2%, измеряют степень расширения на турбинах и вводят ее в регулятор двигателя в качестве программы поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя. Технический результат изобретения – повышение устойчивости работы двигателя и получение оптимальных тягово-экономических характеристик во всем диапазоне высот и скоростей полета.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания. Для формирования заданного значения положения распределительного золотника используют регулятор с пропорционально-интегральным законом регулирования и с переменным в зависимости от приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора коэффициентом усиления. На режимах запуска форсажной камеры сгорания увеличивают коэффициент усиления регулятора и обнуляют накопленное интегратором значение. Описана также система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат - повышение качества управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания путем повышения быстродействия системы за счет переключения структуры регулятора и изменения коэффициента усиления регулятора в зависимости от режима работы ГТД. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к электроэнергетике, может быть использовано в системах автоматического регулирования высокоскоростных генерирующих агрегатов, присоединенных с помощью преобразователя частоты к энергосистеме и направлено на снижение расхода топлива в газовой турбине при производстве электроэнергии. В известном способе регулирования газовой турбины при работе с частичными нагрузками, включающем получение задания величины мощности газовой турбины, измерение скорости вращения вала газовой турбины в режиме реального времени, для заданной величины мощности по графику зависимости скорости вращения от мощности газовой турбины по критерию минимального расхода топлива определяют уставку скорости вращения вала газовой турбины, сравнивают с ней текущее значение скорости вращения и формируют команду на изменение подачи топлива и воздуха в камеру сгорания газовой турбины для достижения значения уставки по скорости вращения. 1 ил.

Изобретение относится к вычислителю турбомашины летательного аппарата, содержащему металлический корпус в форме параллелепипеда с размещенной в нем электронной схемой, в которую встроены канал регулирования и канал контроля. Корпус согласно изобретению содержит первую полость с установленной в ней первой электронной платой для управления каналом регулирования и независимую от первой полости вторую полость с установленной в ней второй электронной платой для управления каналом контроля, причем указанные электронные платы выполнены в двух плоскостях, ориентированных под углом 90° друг к другу. Технический результат – устранение причин всех отказов общего типа, обеспечивая высокую гибкость. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния. Система снабжена излучателем энергии, комплектом приемников энергии, входным устройством, анализатором помех, режекторным фильтром, вычитателем, памятью, при этом цифровой блок управления соединен с памятью, радиомодуль приема и диспетчеризации информации соединен с вычитателем, выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя связаны по радиоканалам с входом входного устройства, который соединен с входами анализатора помех и режекторного фильтра, выход анализатора помех соединен со вторым входом режекторного фильтра, выход которого соединен с входом вычитателя, выход которого соединен с входом радиомодуля приема и диспетчеризации информации, а второй вход вычитателя соединен с выходом памяти, вход которой соединен с одним из выходов цифрового блока управления, другой выход которого соединен с излучателем энергии, который по радиоканалу связан с комплектом приемников энергии, выходы которых соединены с входами комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя. Технический результат: повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики, увеличение межремонтного ресурса элементов системы. 2 ил.

Способ относится к регулированию авиационного турбореактивного двигателя. Предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды. Технический результат изобретения – оптимизация тягово-экономических характеристик двигателя во всем диапазоне высот полета самолета и таким образом увеличение продолжительности и дальности полета. 2 ил.

Наверх