Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности кратковременного обеспечения максимальной скорости полета самолета. Ожидаемый технический результат - возможность увеличения тяги сверх штатных режимов в ходе эксплуатации двигателя. Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно настоящему изобретению предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на полном форсажном режиме (режиме работы двигателя с максимальным расходом топлива через форсажные коллекторы) с замером тяги, затем перенастраивают регулятор на повышение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной, не превышая максимально допустимых значений для данного типа двигателей, до достижения заданного прироста тяги и фиксируют значения регулятора, а при не достижении заданного прироста тяги значения регулятора также фиксируют для максимально полученного прироста тяги, затем на основе полученных данных формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, далее в ходе эксплуатации двигателя при необходимости увеличения тяги сверх штатных режимов задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. 2 табл., 2 пр.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности кратковременного обеспечения максимальной скорости полета самолета.

Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (см. стр. 253, 273-275 учебного пособия: Нечаев Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок, М.: Машиностроение, 1995. - 400 с.: ил. стр. 253, 273-275).

Данный способ не обеспечивает выполнения всех потребных целей полета в период эксплуатации двигателя, в частности, не позволяет гарантированно достичь максимальной скорости полета самолета за минимальное время.

Ожидаемый технический результат - возможность увеличения тяги сверх штатных режимов в ходе эксплуатации двигателя.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно настоящему изобретению предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на полном форсажном режиме (режиме работы двигателя с максимальным расходом топлива через форсажные коллектора) с замером тяги, затем перенастраивают регулятор на повышение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной, не превышая максимально допустимых значений для данного типа двигателей, до достижения заданного прироста тяги и фиксируют значения регулятора, а при недостижении заданного прироста тяги значения регулятора также фиксируют для максимально полученного прироста тяги, затем на основе полученных данных формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, далее в ходе эксплуатации двигателя при необходимости увеличения тяги сверх штатных режимов задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной.

За счет того, что во время испытаний двигателя на полном форсажном режиме перенастраивают регулятор, не превышая максимально допустимых значений для данного типа двигателей, до достижения заданного прироста тяги и формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной - это позволяет достичь максимальной скорости полета самолета за минимальное время путем увеличения тяги двигателя сверх штатных режимов.

Сущность изобретения заключается в следующем.

Пример 1.

Для данного типа двигателя максимально допустимые значения частоты вращения роторов n=103% и температуры газов за турбиной t4=940°С.

При проведении приемо-сдаточных испытаний двигателя предварительно проводят испытания двигателя на полном форсажном режиме, при которых измеряют тягу двигателя при штатной программе регулирования, R=12000 кгс (Таблица 1, Программа №1).

Затем для обеспечения заранее заданного прироста тяги ΔR=1000 кгс для данного типа двигателя перенастраивают регулятор на повышение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной (без превышения максимально допустимых значений), измеряют значение тяги, при достижении R=13000 кгс формируют дополнительную программу регулирования №2 (Таблица 1).

В ходе эксплуатации двигателя при необходимости увеличения тяги сверх штатных режимов кратковременно задействуют программу регулирования №2 для достижения максимальной скорости полета самолета за минимальное время.

Пример 2.

Для данного типа двигателя максимально допустимые значения частоты вращения роторов n=100% и температуры газов за турбиной t4=880°С.

При проведении приемо-сдаточных испытаний двигателя предварительно проводят испытания двигателя на полном форсажном режиме, при которых измеряют тягу двигателя при штатной программе регулирования, R=12000 кгс при штатной программе регулирования (Таблица 1, Программа №1).

Затем для обеспечения заранее заданного прироста тяги ΔR=1000 кгс для данного типа двигателя перенастраивают регулятор на повышение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной. При максимально допустимых значениях частот вращения роторов и температуры газов за турбиной получают прирост тяги только ΔR=900 кгс. В связи с этим формируют дополнительную программу регулирования №2 на максимально допустимые значения частот вращения роторов и температуры газов за турбиной (Таблица 2).

В ходе эксплуатации двигателя при необходимости увеличения тяги сверх штатных режимов кратковременно задействуют программу регулирования №2 для достижения максимальной скорости полета самолета за минимальное время.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, отличающийся тем, что предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на полном форсажном режиме с замером тяги, затем перенастраивают регулятор на повышение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной, не превышая максимально допустимых значений для данного типа двигателей, до достижения заданного прироста тяги и фиксируют значения регулятора, а при недостижении заданного прироста тяги значения регулятора также фиксируют для максимально полученного прироста тяги, затем на основе полученных данных формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, далее в ходе эксплуатации двигателя при необходимости увеличения тяги сверх штатных режимов задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано в системах автоматического регулирования газовых турбин электростанций для перевода газовых турбин в режим регулирования скорости вращения при снижении частоты в энергосистеме.

Изобретение относится к способам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования турбореактивного двигателя, оптимизирующим его работу в зависимости от условий полета, в частности обеспечение оптимальных тягово-экономических характеристик во всей области эксплуатации самолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения.

Изобретение относится к энергетике. Способ и устройство предназначены для остановки генератора с целью подготовки его к повторному запуску.

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.

Использование - в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах.

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.
Наверх