Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. Технический результат - сохранение ресурсных показателей двигателя при эксплуатации самолета в учебных целях. 1 табл.

 

Изобретение относится к области авиации, а именно к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета, в частности, сохранению ресурсных показателей двигателя при эксплуатации самолета в учебных целях.

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

Данный способ не обеспечивает получение оптимальных характеристик двигателя в зависимости от условий эксплуатации самолета, в частности, не обеспечивает увеличения ресурса и срока службы двигателя при эксплуатации в учебных целях путем снижения частоты вращения роторов и температуры газов за турбиной.

Ожидаемый технический результат - повышение ресурсных показателей двигателя при эксплуатации самолета в учебных целях, в частности, снижение температуры газов за турбиной и частоты вращения роторов на выбранных режимах работы двигателя, что позволяет увеличить ресурс и срок службы 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 максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, далее по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной.

Сущность изобретения заключается в следующем.

При эксплуатации самолета в учебных целях обнаружено, что потребные значения тяги для учебных условий эксплуатации значительно ниже, чем для периода боевого применения самолета.

При этом необходимо, чтобы заданное снижение тяги на максимальном и полном форсированном режиме обеспечивалось при том же положении РУД, что и в условиях боевой эксплуатации самолета. Это необходимо для правильного обучения летчиков и имитации боевых условий при учебных полетах самолета.

За счет того, что во время испытаний двигателя перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газов за турбиной, формируют дополнительную программу регулирования и активируют ее при выполнении учебных полетов - это позволяет увеличить ресурс двигателя и его срок службы при эксплуатации самолета в учебных целях.

Пример

При эксплуатации самолета в учебных целях установлено, что потребные тяги на максимальном и форсированном режиме для учебных целей ниже, чем в боевых условиях, на ΔR=2000 кгс.

При проведении приемо-сдаточных испытаний двигателя предварительно проводят испытания двигателя на максимальном и полном форсированном режиме и измеряют тягу двигателя при штатной программе регулирования частоты вращения ротора на максимальном режиме nм и полном форсированном режиме nф, и штатной программе регулирования температуры газов за турбиной на максимальном и полном форсированном режиме t и t (Таблица 1, Программа №1).

Затем для обеспечения заданного снижения тяги ΔR=2000 кгс для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной, измеряют значение тяги, затем формируют дополнительную программу регулирования №2 (Таблица 1).

В ходе эксплуатации двигателя при полетах самолета в учебных целях задействуют программу регулирования №2 для увеличения ресурса двигателя и его срока службы.

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 максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, далее по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной.



 

Похожие патенты:

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата.

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния.

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.

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.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания.
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.

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.

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.

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.

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.

Группа изобретений относится к способу эксплуатации газотурбинной установки, газотурбинной установке и носителю данных. В способе предусмотрены этап определения, по меньшей мере, одного эксплуатационного параметра газотурбинной установки и этап определения предельной величины мощности в зависимости от, по меньшей мере, одного определенного эксплуатационного параметра, причем, по меньшей мере, один эксплуатационный параметр газотурбинной установки включает в себя давление окружающей среды и увеличение предельной величины мощности происходит при повышении давления окружающей среды. Технический результат изобретений - повышение точности и гибкости согласования предельной величины мощности для регулирования газотурбинной установки с изменяющимися условиями окружающей среды. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием. Реакционная камера выполнена с возможностью приема текучей среды, содержащей окисляемое топливо, через входное отверстие. Окислительный реактор выполнен с возможностью поддержания процесса беспламенного окисления. Система также включает в себя камеру сгорания со входным отверстием и выходным отверстием. Входное отверстие камеры сгорания находится в гидравлическом сообщении с выходным отверстием реакционной камеры. Камера сгорания выполнена с возможностью приема текучей среды из реакционной камеры и избирательного нагрева текучей среды. Также представлены способ запуска постепенного окисления в газовой турбине и вариант системы для постепенного окисления топлива. Изобретение позволяет обеспечить улучшенное управление процессом окисления топлива. 3 н. и 28 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к способу эксплуатации газотурбинного двигателя. Способ включает этапы регулирования подачи жидкого топлива к горелке с высокой выходной мощностью для обеспечения высокой выходной мощности при наличии предельной температуры на входе в турбину и регулирования подачи жидкого топлива к горелке с низкой выходной мощностью для обеспечения низкой выходной мощности при наличии предельного давления в жидкотопливном коллекторе. Технический результат изобретения – устранение сажи в системе сжигания топлива, устранение необходимости в разборке, очистке и ремонте горелок после краткого периода работы на жидком топливе при низких нагрузках, создание усовершенствованного переключения между подачей газообразного и жидкого топлива, уменьшение выбросов из двигателя. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности, при котором определяют нижнее значение порога мощности газовой турбины в качестве мощностного параметра, ниже которого дальнейшее понижение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности приводит к выходу газовой турбин за пределы диапазона частичных нагрузок в соответствии с нормой выброса окиси углерода. Устанавливают заданное пороговое значение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности, пороговое значение ниже номинальной мощности газовой турбины. Эксплуатируют газовую турбину с отдаваемой выходной мощностью выше заданного порогового значения (p2) с постоянной усредненной температурой отработавших газов или с высчитанной на этой основе выходной величиной. Для понижения отдаваемой выходной мощности газовой турбины входные направляющие лопатки компрессора газовой турбины оставляют закрытыми. Снижают заданное значение отдаваемой выходной мощности газовой турбины при переходе отдаваемой выходной мощности ниже порогового значения. Температуру отработавших газов газовой турбины повышают с продолжением снижения мощности газовой турбины и снижают до достижения максимального значения температуры отработавших газов. Заданное пороговое значение выбирают таким образом, чтобы повышение температуры происходило в максимально протяженном режиме частичной нагрузки в соответствии с нормой выброса окиси углерода. Изобретение направлено на эксплуатацию газовой турбины со сравнительно высокой производительностью в соответствии с нормой выброса окиси углерода. 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства. В каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя заключается в использовании закона регулирования nпр = const (постоянная приведенная частота вращения компрессора) во всем эксплуатационном диапазоне применения летательного аппарата, а также - гиперфорсированного режима - повышение тяги двигателя за счет подачи жидкости (воды, жидкого воздуха, жидкого кислорода, керосина в количестве не более 3% от расхода воздуха) на вход в компрессор на скоростях полета более четырех чисел Маха. Применение турбоэжекторных двигателей позволит увеличить скорость и высоту полета самолета-разгонщика до М ~ 7 и Н ~ 40 км, при которых первая ступень РКС становится ненужной. Это позволит повысить мощность второй ступени РКС в разы и, соответственно, увеличить полезную нагрузку в десятки раз. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. Технический результат - сохранение ресурсных показателей двигателя при эксплуатации самолета в учебных целях. 1 табл.

Наверх