Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации

Авторы патента:

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 2634505:

Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "УМПО") (RU)

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации. Частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя. Использование изобретения позволяет поддерживать обороты вала ротора высокого давления на уровне, достаточном для запуска на режиме авторотации в полете, позволяет увеличить ресурс агрегатов вспомогательной силовой установки двигателя, увеличить показатели надежности и безотказности силовой установки. 1 ил.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является раскрытый в описании к системе запуска турбовентиляторного газотурбинного двигателя способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления, достижение значений холостых частот вращения авторотирующих роторов и подкручивание вала ротора высокого давления воздухом, сжатым за счет скоростного напора летящего с необходимой скоростью самолета RU 161322 U1, МПК В64С 19/00. Опубликовано: 20.04.2016).

В известных конструкциях двухроторных газотурбинных двигателей роторы высокого и низкого давления вращаются свободно относительно друг друга. Кинематическая связь либо отсутствует вообще, либо осуществлена за счет межроторных или межвальных подшипников. При остановке двигателя ротор высокого давления, в связи с загрузкой приводами агрегатов и систем, останавливается раньше ротора низкого давления.

В условиях полета самолета, на режимах авторотации, ротор низкого давления работает в турбинном режиме, в результате чего за его рабочим колесом понижаются температура и давление. Чтобы обеспечить необходимый для розжига камеры сгорания уровень давлений и температур, ротор высокого давления необходимо дополнительно подкрутить, а это приводит к росту потребляемой мощности. При этом энергия вращающегося ротора низкого давления не используется.

Задачей изобретения является повышение надежности запуска двигателя в полете на режиме авторотации и повышение эксплуатационной надежности.

Ожидаемый технический результат - поддержание оборотов вала ротора высокого давления, достаточных для запуска на режиме авторотации в полете.

Технический результат достигается тем, что известный способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления, достижение значений холостых частот вращения авторотирующих роторов и подкручивание вала ротора высокого давления воздухом, сжатым за счет скоростного напора летящего с необходимой скоростью самолета, по предложению, частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают, до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя.

В процессе эволюций летательного аппарата в полете, в двухроторном газотурбинном двигателе в результате подачи и сжигания топлива частота вращения вала ротора высокого давления всегда выше частоты вращения вала ротора низкого давления.

При полете самолета в режиме авторотации, когда двигатель выключен, вращение роторов в режиме холостых частот авторотирующих роторов определяется скоростным напором воздуха, воздействующего на летящий самолет. Вал ротора низкого давления вращается свободно по инерции и замедляется в соответствии со скоростным напором воздуха, а вал ротора высокого давления, в связи с загрузкой приводами агрегатов и систем, останавливается со скоростью, большей скорости вала ротора низкого давления. Оба ротора входят в режим холостых частот авторотирующих роторов. При этом в зависимости от высоты полета, скорости полета самолета, погоды и других факторов режим холостых частот для ротора высокого давления может превышать или быть ниже частоты вращения, при которой гарантированно создаются условия для зажигания камеры сгорания двигателя, то есть запуска двигателя. Если величина холостой частоты авторотирующих роторов ниже частоты вращения, необходимой для зажигания камеры сгорания, в предложении предусмотрено поддерживать ее постоянной или увеличить с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя.

Сущность изобретения заключается в создании условий кинетического взаимодействия вала высокого давления и вала низкого давления, при их независимом холостом вращении в условиях авторотации, что позволяет гарантированно получать режим холостых частот авторотирующих роторов, обеспечивающих условия для зажигания камеры сгорания двигателя. Это взаимодействие может быть достигнуто с помощью обгонных муфт, путем обеспечения давления звеньев при их вращении в одном направлении и исключения давления в другом направлении (например: нефрикционные храповые муфты), либо путем заклинивания самоторможения одного звена относительно другого в одном направлении и свободного вращения в другом направлении (фрикционные муфты). Для реализации способа в рамках изобретения, допускается использование обеих разновидностей муфт любых конструкций, обеспечивающих передачу свободного хода, по схеме одинарного - одностороннего действия. По этой схеме муфта имеет два звена - входное и выходное. Входное звено передает вращающий момент только в одном направлении, а в другом направлении вращается свободно относительно выходного звена, т.е. перестает быть ведущим.

В обеих разновидностях различие условий взаимодействия достигается выбором углов давления одного звена на другое. Чтобы произошло заклинивание звеньев в режиме передачи движения, угол скоса α выбирают из условия α<2ρ, где ρ - угол трения. С другой стороны, α ограничен возможностью расклинивания. Обычно принимают α=7°.

Способ поясняется чертежом.

Согласование частоты вращения роторов на запуске двигателя при авторотации осуществляется за счет установки между валом высокого 1 и валом низкого 2 давления обгонной муфты 3. Установку обгонной муфты осуществляют в промежуточном корпусе между валами компрессора высокого и низкого давления. В данном случае ведомым валом является вал ротора высокого давления. На запуске двигателя при авторотации ротор низкого давления 2 через обгонную муфту 3 входит в зацепление с ротором высокого давления, не позволяя ему остановиться раньше, или за счет инерции свободного вращения ротора низкого давления - подкрутить ротор высокого давления.

Пример

Способ реализован на летательном аппарате, двигатель которого оборудован обгонной муфтой, установленной между валами роторов высокого и низкого давлений. Конструкция обводной муфты и ее настроечные характеристики обеспечивают зацепление ротора низкого давления с ротором высокого давления при установленной частоте вращения ротора низкого давления.

В процессе полета летательного аппарата в двухроторном газотурбинном двигателе, поддерживали частоту вращения вала ротора высокого давления выше частоты вращения вала ротора низкого давления. При остановке исправного двигателя в полете и переходе на режим авторотации, вал ротора низкого давления вращается под действием набегающего свободно потока. Частота вращения вала ротора низкого давления при этом практически не изменялась и соответствовала скорости движения летательного аппарата. Вал ротора высокого давления, в связи с загрузкой приводами агрегатов и систем начинал быстро останавливаться.

При достижении валом ротора высокого давления значений определенной частоты вращения, совпадающей с частотой вала ротора низкого давления (рассчитанной конструктивно для установленной обгонной муфты), проводилось фиксирование (заклинивание) валов. Энергия свободно вращающегося вала ротора низкого давления передавалась валу ротора высокого давления, который начинал вращаться с той же частотой. При входе валов ротора в режим холостых частот авторотирующих роторов частота вращения вала ротора высокого давления оставалась достаточной для обеспечения необходимого для розжига камеры сгорания уровня давлений и температуры, что позволяло запускать двигатель в режиме авторотации, поддерживая скорость полета, то есть скоростной поток постоянным. В некоторых случаях в зависимости от условий двигатель гарантированно запускался без дополнительного механического подкручивания или использования ВСУ или других методов дополнительного подкручивания ротора высокого давления.

Предложенный пример реализации, в рамках изобретения, не является исчерпывающим и специалисту понятно, что возможны и другие примеры реализации изобретения, например с использованием «управляемого скоростного напора».

Использование изобретения позволяет поддерживать обороты вала ротора высокого давления на уровне, достаточном для запуска на режиме авторотации в полете, позволяет увеличить ресурс агрегатов (ВСУ) двигателя, увеличить показатели надежности и безотказности силовой установки.

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления, достижение значений холостых частот вращения авторотирующих роторов и подкручивание вала ротора высокого давления воздухом, сжатым за счет скоростного напора летящего с необходимой скоростью самолета, отличающийся тем, что частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают, до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя.

Струйный регулятор ГТД по приведенным оборотам относится к системам автоматического регулирования энергетических установок и может использоваться, в частности, в системах управления газотурбинных двигателей, а также при моделировании в лабораторных условиях работы силовой установки.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2627628

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.

Система генерирования электрической и тепловой энергии // 2626182

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.

Способ регулирования газовых турбин при глубоких снижениях частоты в энергосистеме // 2625552

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.

Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя // 2623852

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

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания // 2623707

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.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2623706

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.

Стенд для испытаний газотурбинных двигателей // 2623625

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

Генератор и способ его остановки для подготовки к повторному запуску // 2622576

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

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.

Способ мониторинга цикла запуска двигателя газотурбинной установки // 2636602

Изобретение относится к способу мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащему следующие этапы: (i) определяют продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска, (ii) определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе сравнивают с контрольной продолжительностью воспламенения для контрольного двигателя и при этом параметре запуска, (iii) определяют показатель запуска двигателя, (iv) повторяют этапы (i)-(iii) для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и (v) в зависимости от изменения показателя генерируют тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя. Технический результат изобретения – повышение надежности определения неисправности всей или части системы двигателя, участвующей в запуске газотурбинной установки. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ управления гтд // 2638497

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД. Сигналы управления ЭР, ГМР и сигналы селектора затем преобразуют в пневматические сигналы, поступающие в струйный блок управления, в котором при исправном ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ГМР, а сигналы управления ЭР подают на исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ЭР, а сигналы управления ГМР подают на тот же исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем. Технический результат – обеспечение возможности оптимального управления ГТД на всех режимах работы. 4 ил.

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем // 2639260

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем. При останове двигателя генерируемую вращением вала ротора низкого давления электроэнергию передают на электродвигатель-генератор вала ротора высокого давления, для создания дополнительного ускорения, обеспечивающего отношение продолжительности выбега вала ротора высокого давления к продолжительности выбега вала ротора низкого давления, равное 1,5…6,0. Использование изобретения позволяет исключить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1ил.

Система автоматического управления авиационного газотурбинного двигателя // 2648479

Изобретение относится к области управления электронно-гидромеханической автоматикой авиационных ГТД и может быть использовано для управления авиационным ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных. Система оснащена сигнализатором отказа насоса-регулятора, резервным дозатором топлива, двумя обратными клапанами, первым и вторым электромагнитными клапанами, а также гидравлическими переключателями, причем система дополнительно оснащена каналом отбора топлива, соединяющим четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, и резервным топливным каналом, соединяющим выход плунжерного насоса с входами резервного дозатора топлива и гидравлических переключателей, первый и второй электромагнитные клапаны размещены в резервном топливном канале, управляющие входы электромагнитных клапанов и резервного дозатора топлива связаны с блоком управления, выход первого электромагнитного клапана связан с входами гидравлических переключателей, установленных в топливных каналах, соединяющих выходы насосов и гидроцилиндры, первый обратный клапан размещен в топливном канале на третьем выходе насоса-регулятора, а второй - в канале, соединяющем четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, выход второго электромагнитного клапана подсоединен к каналу отбора топлива между вторым обратным клапаном и вторым входом распределителя топлива, резервный дозатор топлива входом подключен через резервный топливный канал к выходу плунжерного насоса, а выходом - к основному топливному каналу между первым обратным клапаном и распределителем топлива, при этом выход сигнализатора отказа насоса-регулятора связан с блоком управления. Технический результат изобретения – повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата и обеспечение возможности завершения полетного задания и безаварийной посадки при частичном или полном отказе насоса-регулятора и/или блока его управления.1 ил.-