RU108496U1 - TURBOJET - Google Patents
TURBOJET Download PDFInfo
- Publication number
- RU108496U1 RU108496U1 RU2011109859/06U RU2011109859U RU108496U1 RU 108496 U1 RU108496 U1 RU 108496U1 RU 2011109859/06 U RU2011109859/06 U RU 2011109859/06U RU 2011109859 U RU2011109859 U RU 2011109859U RU 108496 U1 RU108496 U1 RU 108496U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- housing
- engine
- turbojet engine
- compressors
- engine according
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Турбореактивный двигатель, характеризующийся тем, что он выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, реактивные сопла с изменяющимся критическим сечением, охлаждаемую камеру сгорания и систему управления с командным и исполнительными органами, реализующую вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающего требуемых запасов устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, для которых двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепад давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров. ! 2. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что реактивные сопла выполнены поворотными. ! 3. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен установленными на валу входными направляющими аппаратами. ! 4. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что корпус двигателя содержит участки переднего и заднего наружного контура, а также участки корпуса смесителя, корпуса с фронтовым устройством и корпуса форсажной камеры. ! 5. Турбореактивный двигатель по п.4, отличающийся тем, что объединенные участки переднего и заднего корпусов наружного контура, преимущественно, снабжены с одной стороны участком промежуточного корпуса, а с другой стороны соединены каждый 1. A turbojet engine, characterized in that it is double-circuit, contains a housing, turbines with rotors supported on it, compressors, a fuel-pump group, jet nozzles with a changing critical section, a cooled combustion chamber and a control system with command and executive bodies that implements output of the engine from the frequency mode of rotation of the rotor corresponding to the frequency range that does not provide the required stability margins of compressors, to the frequency mode, providing the required margin stability in situations of intermediate modes, for which the jet nozzle is configured to change the critical section, and in situations corresponding to the maximum and afterburning modes of engine operation, for which the engine is equipped with a system that provides an increase in pressure drop across the turbines to achieve the required stability margins of compressors . ! 2. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that the jet nozzle is made rotary. ! 3. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that it is equipped with input guide vanes mounted on the shaft. ! 4. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that the engine housing contains sections of the front and rear outer contour, as well as sections of the mixer housing, the housing with the front device and the afterburner housing. ! 5. The turbojet engine according to claim 4, characterized in that the combined sections of the front and rear housings of the outer contour are advantageously provided on one side with a portion of the intermediate housing, and on the other hand are connected
Description
Полезная модель относится к турбореактивным двигателям и к системам управления топливоподачей совместно с управлением другими параметрами турбореактивного двигателя, а именно, критического сечения реактивного сопла и давления на турбинах.The utility model relates to turbojet engines and fuel supply control systems in conjunction with the control of other parameters of the turbojet engine, namely, the critical section of the jet nozzle and pressure on the turbines.
Известен турбореактивный двигатель, выполненный двухвальным, способ регулирования которого включает определение на стенде диапазона частот вращения роторов с запасами устойчивости компрессоров ниже допустимых пределов и изменение во время работы двигателя при испытаниях или эксплуатации площади критического сечения реактивного сопла (Fкр) и/или степени расширения газа на турбинах (πт*) до достижения требуемых запасов устойчивости компрессоров (см. Ю.Н.Нечаев, Теория авиационных двигателей, ИЗД. ВВИА им. Жуковского, 1990 г., стр.451).A known twin-shaft turbojet engine, the control method of which includes determining on the stand a range of rotor speeds with compressor stability margins below acceptable limits and changing during the operation of the engine during testing or operation of the critical section area of the jet nozzle (F cr ) and / or the degree of gas expansion on turbines (π t *) until the required compressor stability margins are achieved (see Yu.N. Nechaev, Theory of Aircraft Engines, Vol.
Недостатком указанного решения является то, что изменение площади критического сечения реактивного сопла и/или степени расширения газа на турбинах приводит к изменению и, как правило, к ухудшению основных характеристик - снижению тяги и повышению температуры газа перед турбиной во всем рабочем диапазоне.The disadvantage of this solution is that a change in the critical cross-sectional area of the jet nozzle and / or the degree of expansion of the gas in the turbines leads to a change and, as a rule, to a deterioration of the main characteristics - a decrease in thrust and an increase in the temperature of the gas in front of the turbine in the entire operating range.
Известен турбореактивный двигатель с самотестирующейся конструкцией для систем ограничения превышения скорости и отсечки при останове двигателя (RU 2237819 С2, 10.10.2004).Known turbojet engine with a self-testing design for systems to limit speeding and cutoff when the engine is stopped (RU 2237819 C2, 10.10.2004).
Недостатком указанного двигателя является отсутствие разграничения в выборе предпочтительных средств для регулирования оборотов ротора с выводом его в диапазон допустимых по условию обеспечения необходимых запасов устойчивости работы компрессоров как при промежуточных режимах, так и при максимальном, форсажном режимах.The disadvantage of this engine is the lack of distinction in the selection of preferred means for regulating the rotor speed with its output in the range of admissible conditions for ensuring the necessary stability margins of the compressors both in intermediate modes and in maximum afterburner modes.
Также известен турбореактивный двигатель, выполненный двухконтурным, способ запуска которого включает систему запуска с большой степенью двухконтурности двигателя. Перед запуском двигателя при ветре, дующем сзади, определяют частоту вращения вентилятора и направление его вращения, сравнивают с контрольными величинами, перекрывают проточную часть двигателя реверсным устройством, и при достижении частоты вращения вентилятора допустимой величины включают систему запуска двигателя, а когда запуск двигателя достиг завершающей фазы, после подачи пускового топлива, реверсивное устройство переводят в маршевое положение. (RU 2221157 C1, 10.01.2004).Also known is a turbojet engine made by dual-circuit, the starting method of which includes a starting system with a large degree of dual-circuit engine. Before starting the engine with a wind blowing from behind, determine the fan speed and direction of rotation, compare with control values, block the engine flow path with a reverse device, and when the fan speed reaches an acceptable value, turn on the engine start system, and when the engine starts to reach the final phase , after supplying starting fuel, the reversing device is moved to the marching position. (RU 2221157 C1, 01/10/2004).
Недостатком указанного двигателя и способа его работы, в процессе которой возможны выходы на режимы с частотой оборотов ротора ниже необходимых для обеспечения устойчивости работы компрессоров, является отсутствие четко отработанных указаний о предпочтительных приемах компенсационного восстановления частоты оборотов ротора до уровня, обеспечивающего требуемый запас устойчивости работы компрессоров.The disadvantage of this engine and its method of operation, during which it is possible to exit to modes with rotor speeds lower than necessary to ensure the stability of the compressors, is the lack of clearly worked out guidelines for preferred methods of compensating restoration of the rotor speed to a level that provides the required margin of stability of the compressors.
Задачей настоящей полезной модели является обеспечение максимальной эффективности работы двигателя и обеспечение требуемых по условиям безопасности полетов запасов устойчивости работы компрессоров.The objective of this utility model is to ensure maximum engine performance and ensure the required stability margins of compressors for flight safety conditions.
Поставленная задача решается за счет того, что турбореактивный двигатель, согласно полезной модели, выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, реактивные сопла с изменяющимся критическим сечением, охлаждаемую камеру сгорания и систему управления с командным и исполнительными органами, реализующую вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающего требуемых запасов устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, для которых двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепад давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров, причем реактивные сопла могут быть выполнены поворотными.The problem is solved due to the fact that the turbojet engine, according to the utility model, is double-circuit, contains a housing, turbines with rotors supported on it, compressors, a fuel-pump group, jet nozzles with a changing critical section, a cooled combustion chamber and a command-controlled control system and executive bodies, which implements the output of the engine from the frequency mode of rotation of the rotor corresponding to the frequency range that does not provide the required stability margins of the compressors, frequencies providing the required stability margin both in situations of intermediate modes for which the jet nozzle is capable of changing the critical section, and in situations corresponding to the maximum and afterburning modes of engine operation, for which the engine is equipped with a system that ensures an increase in the pressure drop across the turbines until the required stability margins of the compressors, and jet nozzles can be made rotary.
При этом турбореактивный двигатель может быть снабжен установленными на валу входными направляющими аппаратами.In this case, the turbojet engine can be equipped with input guide vanes mounted on the shaft.
Корпус двигателя может содержать участки переднего и заднего наружного контура, а также участки корпуса смесителя, корпуса с фронтовым устройством и корпуса форсажной камеры.The motor housing may contain sections of the front and rear outer contour, as well as sections of the mixer housing, the housing with the front device and the afterburner housing.
Объединенные участки переднего и заднего корпусов наружного контура, преимущественно, могут быть снабжены с одной стороны участком промежуточного корпуса, а с другой стороны соединены каждый со своим участком корпуса смесителя.The combined sections of the front and rear housings of the outer loop, mainly, can be provided on one side with a section of the intermediate housing, and on the other hand are connected to each section of the mixer housing.
Участок корпуса с фронтовым устройством, предпочтительно, может быть соединен с участком корпуса форсажной камеры.The housing portion with the front-mounted device can preferably be connected to the housing portion of the afterburner chamber.
Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в обеспечении высоких характеристик двигателя в рабочем диапазоне частот вращения роторов за счет увеличения площади критического сечения реактивного сопла при положении рычага управления двигателем ниже упора, соответствующего максимальному режиму, что позволяет повышать запасы устойчивости работы компрессоров на крейсерских режимах полета самолета, а за счет увеличения перепада давлений на турбинах до достижении требуемых запасов устойчивости компрессоров при положении рычага управления двигателем на упорах, соответствующих максимальному и форсажному режимам, позволяет увеличить запасы устойчивости компрессоров уже на скоростных дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета самолета, обеспечивая тем самым требуемые по условиям безопасности полетов запасы устойчивости работы компрессоров.The technical result provided by the given set of features is to ensure high engine performance in the operating range of rotor speed due to an increase in the critical section area of the jet nozzle when the engine control lever is below the stop corresponding to the maximum mode, which allows to increase the stability margins of compressors in cruise modes flight of the aircraft, and by increasing the pressure drop across the turbines until the required reserves of resistance to compressors with the engine control lever at the stops corresponding to the maximum and afterburning modes, it allows to increase the stability margins of compressors already at high-speed subsonic and supersonic flight regimes of the aircraft, thereby ensuring the required stability margins of compressors.
Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным и содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, реактивные сопла с изменяющимся критическим сечением, охлаждаемую камеру сгорания и систему управления с командным и исполнительными органами, реализующую вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающего требуемых запасов устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя. Для этого двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепад давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров. Реактивные сопла выполнены поворотными.The turbojet engine is double-circuit and contains a housing, turbines with rotors supported on it, compressors, a fuel-pumping group, jet nozzles with a changing critical section, a cooled combustion chamber and a control system with command and executive bodies, which implements the engine from the frequency of rotation of the rotor, corresponding to the frequency range that does not provide the required stability margins of the compressors, to the frequency mode, which provides the required stability margin as in situations intermediate modes for which the jet nozzle is configured to change the critical section, and in situations corresponding to the maximum and afterburning modes of engine operation. For this, the engine is equipped with a system that provides an increase in the pressure drop across the turbines until the required stability margins of the compressors are achieved. Jet nozzles are made rotary.
Турбореактивный двигатель снабжен установленными на валу входными направляющими аппаратами.The turbojet engine is equipped with input guide vanes mounted on the shaft.
Корпус двигателя содержит участки переднего и заднего наружного контура, а также участки корпуса смесителя, корпуса с фронтовым устройством и корпуса форсажной камеры.The engine housing contains sections of the front and rear outer contour, as well as sections of the mixer housing, the housing with the front device and the afterburner housing.
Объединенные участки переднего и заднего корпусов наружного контура снабжены с одной стороны участком промежуточного корпуса, а с другой стороны соединены каждый со своим участком корпуса смесителя.The combined sections of the front and rear housings of the outer circuit are provided on one side with a portion of the intermediate housing, and on the other hand, each is connected to its own portion of the mixer housing.
Участок корпуса с фронтовым устройством соединен с участком корпуса форсажной камеры.A section of the hull with a front-mounted device is connected to a section of the body of the afterburner.
Работает двигатель следующим образом.The engine operates as follows.
При выходе на крейсерский режим полета самолета устанавливают и поддерживают частоту оборотов ротора в пределах, допустимых по обеспечению необходимого запаса устойчивости работы компрессоров. При этом рычаг управления двигателем расположен в диапазоне промежуточных режимов работы двигателя с соблюдением указанного условия. При выходе оборотов ротора из упомянутого диапазона частот производят компенсационное регулирование работы двигателя изменением критического сечения реактивного сопла до возвращения частотного вращения ротора в диапазон, обеспечивающий требуемый запас устойчивости работы компрессоров.Upon reaching the cruise flight mode of the aircraft, the rotor speed is set and maintained within the limits allowed to ensure the necessary margin of stability of the compressors. In this case, the engine control lever is located in the range of intermediate engine operating modes in compliance with the specified condition. When the rotor speed leaves the mentioned frequency range, compensatory regulation of the engine operation is made by changing the critical section of the jet nozzle until the frequency rotation of the rotor returns to the range that provides the required margin of stability of the compressors.
При введении двигателя в режим работы на дозвуковые и сверхзвуковые скорости полета самолета при выходе частотного вращения ротора из диапазона, допустимого по условию обеспечения требуемого запаса устойчивости работы компрессоров и положении рычага управления двигателем - на упорах, соответствующих максимальному и форсажному режимам, компенсационное возвращение ротора в частотный режим вращения, обеспечивающий требуемый запас устойчивости работы компрессоров, производят увеличением перепада давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров.When the engine enters the operating mode at subsonic and supersonic flight speeds of the aircraft when the rotor rotates out of the range that is acceptable by the condition of ensuring the required margin of stability of the compressors and the position of the engine control lever - at the stops corresponding to the maximum and afterburning modes, the rotor returns to frequency the rotation mode, providing the required margin of stability of the compressors, is produced by increasing the pressure drop across the turbines until stocks buoy stability of compressors.
Таким образом, заявленная полезная модель позволяет обеспечить высокие характеристики работы двигателя на всех режимах полета, либо работы в стационарном положении, например, при стендовых испытаниях.Thus, the claimed utility model allows to provide high performance engine in all flight modes, or work in a stationary position, for example, during bench tests.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011109859/06U RU108496U1 (en) | 2011-03-16 | 2011-03-16 | TURBOJET |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011109859/06U RU108496U1 (en) | 2011-03-16 | 2011-03-16 | TURBOJET |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU108496U1 true RU108496U1 (en) | 2011-09-20 |
Family
ID=44759078
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011109859/06U RU108496U1 (en) | 2011-03-16 | 2011-03-16 | TURBOJET |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU108496U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2623706C1 (en) * | 2016-09-26 | 2017-06-28 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Method for controlling an aircraft turbojet engine |
-
2011
- 2011-03-16 RU RU2011109859/06U patent/RU108496U1/en active IP Right Revival
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2623706C1 (en) * | 2016-09-26 | 2017-06-28 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Method for controlling an aircraft turbojet engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20210262398A1 (en) | Gas turbine engine stall margin management | |
| US10364750B2 (en) | Thermal management system | |
| CA3009019C (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| CA3009004C (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| US7059136B2 (en) | Air turbine powered accessory | |
| US10047677B2 (en) | Gas turbine engine buffer system | |
| EP3418196B1 (en) | Proplusion system for an aircraft | |
| US20220063826A1 (en) | In-flight hybrid electric engine shutdown | |
| EP3023617B1 (en) | Gas turbine engine with adjustable flow path geometry | |
| US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
| US10830149B2 (en) | Intercooled cooling air using cooling compressor as starter | |
| EP2949883B1 (en) | Gas turbine engine lubrication system | |
| EP3260685B1 (en) | Engine bleed air system with waste gate valve for compressor surge management | |
| US11725594B2 (en) | Hybrid electric engine speed regulation | |
| EP4209672A1 (en) | Three-stream gas turbine engine control | |
| US10533501B2 (en) | Engine bleed air with compressor surge management | |
| RU108496U1 (en) | TURBOJET | |
| US20230126222A1 (en) | Active stability control of compression systems utilizing electric machines | |
| RU2459099C1 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2451278C1 (en) | Turbojet engine and method of its testing | |
| RU2418184C1 (en) | Method of adjusting two-shaft turbojet engine | |
| JP2024540969A (en) | Hybrid Propulsion System |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20111105 |
|
| NF1K | Reinstatement of utility model |
Effective date: 20130220 |
|
| PC11 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
| PD9K | Change of name of utility model owner |