Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. Для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. При этом сигнал изменения величины перепада давления на турбинах и одновременного изменения величины угла установки входного и направляющего аппаратов формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель. Способ позволяет исключить диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов из зоны эксплуатации двигателя, что приведет к повышению надежности работы двигателя, снижению уровня вибраций и повышению безопасности полетов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности, к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).

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. Нечаев Ю.Н. "Законы управления и характеристики авиационных силовых установок", М., Машиностроение, 1995 г., стр. 253, 273-275).

Данный способ не является оптимальным вследствие того, что не исключает диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов из рабочего диапазона, что может привести к повышенному уровню вибраций, обрыву рабочих лопаток и, как следствие, аварийной ситуации в процессе полета.

Задача изобретения заключается в исключении попадания диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов из рабочего диапазона.

Ожидаемый технический результат - снижение уровня вибраций и повышение надежности работы двигателя и безопасности полетов.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемым положением входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления и выходного сечения реактивного сопла, включающем поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно изобретению, предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.

Для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.

С учетом того, что диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов может изменяться при изменении температуры воздуха на входе в двигатель, сигнал изменения величины перепада давления на турбинах и одновременного изменения величины угла установки входного и направляющего аппаратов формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель.

Способ осуществляют следующим образом

Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ТРД. Испытания проводят при температурах воздуха на входе в двигатель, соответствующих всей области эксплуатации двигателя, и определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.

Диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов при различной температуре воздуха на входе в двигатель приведены на графике.

По полученным диапазонам частот вращения с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций формируют сигнал в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, по которому увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления.

Затем в ходе эксплуатации двигателя при температуре воздуха на входе в двигатель tвх=100°C частота вращения ротора низкого давления на максимальном режиме работы двигателя составляет n1исх=90% (точка А на графике), что попадает в диапазон с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов. По ранее сформированному сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частоты вращения ротора низкого давления n1=94% (точка В на графике), превышающей диапазон с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.

Способ позволяет исключить диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов из зоны эксплуатации двигателя, что приведет к повышению надежности работы двигателя, снижению уровня вибраций и повышению безопасности полетов.

1. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемым положением входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления и выходного сечения реактивного сопла, 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 на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.

2. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройству защиты от заброса оборотов двигателя летательного аппарата. Устройство содержит: источник (S) напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности, логическое устройство (ECA) управления, последовательно соединенное с источником (S) напряжения, первый и второй электронные блоки (ECU#1 и ECU#2), последовательно соединенные с источником (S) напряжения и с логическим устройством (ECA) управления, причём каждый электронный блок содержит соответственно первый и второй датчики скорости, а также первый и второй нормально замкнутые выключатели.

Изобретение относится к энергетике. На машиночитаемом носителе информации сохраняются команды, исполняемые процессором электронного устройства.

Настоящее изобретение относится к способу определения режима выбросов газотурбинного двигателя (10). Для обеспечения надежной работы газотурбинного двигателя (10) способ определения режима выбросов содержит несколько этапов.

Изобретение направлено на сокращение времени, необходимого для запуска, и предотвращение чрезмерного увеличения тепловых нагрузок на лопатках турбины. Турбинная установка, работающая на влажном воздухе, включает в себя компрессор; камеру сгорания; турбину; блок рекуперации тепла выхлопных газов для рекуперации тепла выхлопных газов турбины для получения высокотемпературной влаги; систему подачи топлива, имеющую клапан регулировки расхода топлива; блок получения температуры выхлопных газов для получения температуры выхлопных газов, выпускаемых во время приведения в движение турбины; блок вычисления показателя влажности газа сгорания для определения показателя влаги, содержащейся в газе сгорания; блок вычисления верхнего предела температуры выхлопных газов для установления верхнего предела температуры выхлопных газов на основе показателя влажности газа сгорания и отношения давлений; блок вычисления разности температур выхлопных газов для определения разности между верхним пределом температуры выхлопных газов и температурой выхлопных газов; блок вычисления значения команды расхода топлива для определения значения команды расхода топлива с использованием разности температур выхлопных газов; и блок вывода значения команды управления для вывода командного сигнала клапану регулировки расхода топлива на основе значения команды, выбранного блоком выбора значения команды расхода топлива.

Группа изобретений относится к способу фильтрации грубого заданного значения, модулю фильтрации и системе регулирования турбореактивного двигателя, турбореактивному двигателю, оборудованному такой системой.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к способам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя.

Группа изобретений относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использована для управления подачей топлива в газотурбинный двигатель и направляющими аппаратами компрессора.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. В способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания на переходных режимах работы газотурбинного двигателя заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя формируют в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора низкого давления и корректируют в зависимости от ускорения ротора компрессора высокого давления, а на установившихся режимах работы газотурбинного двигателя заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей. В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя иили с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. Для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. При этом сигнал изменения величины перепада давления на турбинах и одновременного изменения величины угла установки входного и направляющего аппаратов формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель. Способ позволяет исключить диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя иили с высоким уровнем вибраций корпусов из зоны эксплуатации двигателя, что приведет к повышению надежности работы двигателя, снижению уровня вибраций и повышению безопасности полетов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх