RU2459099C1 - Турбореактивный двигатель - Google Patents
Турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2459099C1 RU2459099C1 RU2011109857/06A RU2011109857A RU2459099C1 RU 2459099 C1 RU2459099 C1 RU 2459099C1 RU 2011109857/06 A RU2011109857/06 A RU 2011109857/06A RU 2011109857 A RU2011109857 A RU 2011109857A RU 2459099 C1 RU2459099 C1 RU 2459099C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- compressors
- turbines
- housing
- required stability
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным и содержит корпус, турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, реактивные сопла с изменяющимся критическим сечением, охлаждаемую камеру сгорания и систему управления. Система управления выполнена с командным и исполнительными органами и реализует 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 на промежуточных режимах, так и на максимальном и форсажном режимах работы двигателя. В ситуациях промежуточных режимов реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения. В ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепада давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров. Изобретение обеспечивает высокие характеристики двигателя в рабочем диапазоне частот вращения роторов за счет увеличения площади критического сечения реактивного сопла и за счет увеличения перепада давлений на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости компрессоров, обеспечивая тем самым требуемые по условиям безопасности полетов запасы устойчивости работы компрессоров. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение 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.
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 
до достижения требуемых запасов устойчивости компрессоров (см. Ю.Н.Нечаев, Теория авиационных двигателей, ИЗД. ВВИА им. Жуковского, 1990 г., стр.451).
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.
Известен турбореактивный двигатель с самотестирующейся конструкцией для систем ограничения превышения скорости и отсечки при останове двигателя (RU 2237819 С2, 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.
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).
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.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение максимальной эффективности работы двигателя и обеспечение требуемых по условиям безопасности полетов запасов устойчивости работы компрессоров.
Поставленная задача решается за счет того, что турбореактивный двигатель, согласно изобретению, 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 перепада давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров.
При этом реактивные сопла могут быть выполнены поворотными.
Турбореактивный двигатель может быть снабжен установленными на валу входными направляющими аппаратами.
Корпус двигателя может содержать участки переднего и заднего наружного контура, а также участки корпуса смесителя, корпуса с фронтовым устройством и корпуса форсажной камеры.
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.
Участок корпуса с фронтовым устройством, предпочтительно, может быть соединен с участком корпуса форсажной камеры.
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 достижения 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.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
на фиг.1 представлена система регулирования частоты вращения ротора ТРД на крейсерских режимах;
на фиг.2 - система регулирования частоты вращения ротора ТРД на максимальном и форсажном режимах.
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 перепада давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров.
Реактивные сопла выполнены поворотными.
Турбореактивный двигатель снабжен установленными на валу входными направляющими аппаратами.
Корпус двигателя содержит участки переднего и заднего наружного контура, а также участки корпуса смесителя, корпуса с фронтовым устройством и корпуса форсажной камеры.
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.
Участок корпуса с фронтовым устройством соединен с участком корпуса форсажной камеры.
Работает двигатель следующим образом.
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 (PC) до возвращения частотного вращения ротора в диапазон, обеспечивающий требуемый запас устойчивости работы компрессоров.
Для этого регулирование диаметра реактивного сопла на крейсерских режимах производят в зависимости от приведенной частоты вращения ротора Дрс=f(nПР). Для этого двигатель оборудуют средствами измерения физической частоты вращения ротора и температуры воздуха на входе в двигатель.
В процессе работы двигателя производят измерения физической частоты вращения двигателя (n) и температуры воздуха на входе в двигатель, которые поступают в регулятор управления диаметром реактивного сопла. Регулятор выполняет приведение оборотов ротора к температуре воздуха на входе в изделие +15°С в соответствии с измеренной температурой воздуха (tвx). На основании полученных данных регулятор формирует сигнал и выдает его на исполнительный орган, который при помощи гидравлической системы изменяет положение гидроцилиндров реактивного сопла, тем самым изменяя диаметр PC в соответствии с принятым законом регулирования.
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.
Для этого на указанных режимах регулирование диаметра реактивного сопла производят за счет изменения перепада давлений на турбине (Пт=Рк/Рт). Для этого двигатель оборудуют средствами измерения давлений газа перед турбиной (Рк) и за турбиной (Рт). Определяющим фактором выхода двигателя на максимальный режим является положение рычага управления двигателя (РУД), которое должно соответствовать максимальному.
В процессе работы двигателя на максимальном режиме производят измерения давлений Рк и Рт, которые поступают в регулятор управления Пт. На основании полученных данных регулятор формирует сигнал и выдает его на исполнительный орган, который при помощи гидравлической системы изменяет положение гидроцилиндров реактивного сопла, тем самым изменяя диаметр PC в соответствии с заданным Пт.
Таким образом, заявленное изобретение позволяет обеспечить высокие характеристики работы двигателя на всех режимах полета, либо работы в стационарном положении, например при стендовых испытаниях.
Claims (6)
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 корпусов наружного контура, а также участки корпуса смесителя, корпуса с фронтовым устройством и корпуса форсажной камеры.
5. Турбореактивный двигатель по пп.1 и 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 со своим участком корпуса смесителя.
6. Турбореактивный двигатель по п.4, отличающийся тем, что участок корпуса с фронтовым устройством предпочтительно соединен с участком корпуса форсажной камеры.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011109857/06A RU2459099C1 (ru) | 2011-03-16 | 2011-03-16 | Турбореактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011109857/06A RU2459099C1 (ru) | 2011-03-16 | 2011-03-16 | Турбореактивный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2459099C1 true RU2459099C1 (ru) | 2012-08-20 |
Family
ID=46936728
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011109857/06A RU2459099C1 (ru) | 2011-03-16 | 2011-03-16 | Турбореактивный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2459099C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2623706C1 (ru) * | 2016-09-26 | 2017-06-28 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2121986A (en) * | 1982-05-21 | 1984-01-04 | Lucas Ind Plc | Gas turbine engine fuel control systems |
| SU1086228A1 (ru) * | 1973-02-02 | 1984-04-15 | Производственное Объединение Турбостроения "Ленинградский Металлический Завод" | Устройство дл защиты от помпажа компрессора газотурбинной установки |
| US5212943A (en) * | 1991-10-08 | 1993-05-25 | Sundstrand Corporation | Reduced thermal stress turbine starting strategy |
| RU2214535C2 (ru) * | 2001-07-05 | 2003-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ управления перепуском воздуха в компрессоре двухвального двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2221157C1 (ru) * | 2003-01-31 | 2004-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И.Баранова" | Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) с большой степенью двухконтурности и устройство для его осуществления |
| RU2337250C2 (ru) * | 2006-12-08 | 2008-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования |
-
2011
- 2011-03-16 RU RU2011109857/06A patent/RU2459099C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1086228A1 (ru) * | 1973-02-02 | 1984-04-15 | Производственное Объединение Турбостроения "Ленинградский Металлический Завод" | Устройство дл защиты от помпажа компрессора газотурбинной установки |
| GB2121986A (en) * | 1982-05-21 | 1984-01-04 | Lucas Ind Plc | Gas turbine engine fuel control systems |
| US5212943A (en) * | 1991-10-08 | 1993-05-25 | Sundstrand Corporation | Reduced thermal stress turbine starting strategy |
| RU2214535C2 (ru) * | 2001-07-05 | 2003-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ управления перепуском воздуха в компрессоре двухвального двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2221157C1 (ru) * | 2003-01-31 | 2004-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И.Баранова" | Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) с большой степенью двухконтурности и устройство для его осуществления |
| RU2337250C2 (ru) * | 2006-12-08 | 2008-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2623706C1 (ru) * | 2016-09-26 | 2017-06-28 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3284932B1 (en) | Fuel pump health detection | |
| EP3421368B1 (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| US9027353B2 (en) | Gas turbine engine buffer system | |
| US20060042227A1 (en) | Air turbine powered accessory | |
| JP2017166476A (ja) | エンジン健全性に応じてタービン冷却を調節するための方法およびシステム | |
| EP3450730B1 (en) | Corrected parameters control logic for variable geometry mechanisms | |
| US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
| Hasegawa et al. | Development of highly loaded fan with tandem cascade | |
| US10822991B2 (en) | Method and apparatus for active clearance control on gas turbine engines | |
| US11725594B2 (en) | Hybrid electric engine speed regulation | |
| CA2959659A1 (en) | Controlling a compressor of a gas turbine engine | |
| EP4209672A1 (en) | Three-stream gas turbine engine control | |
| CN109312665B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的燃料输送系统和方法 | |
| RU2459099C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| US20230126222A1 (en) | Active stability control of compression systems utilizing electric machines | |
| EP3633167A1 (en) | Corrected fuel-flow-rate-based control for variable geometry mechanisms | |
| RU108496U1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| RU2451278C1 (ru) | Турбореактивный двигатель и способ испытания турбореактивного двигателя | |
| RU2418184C1 (ru) | Способ регулирования двухвального турбореактивного двигателя | |
| EP3835564A1 (en) | Systems and methods for operating an engine having variable geometry mechanisms | |
| US12006833B2 (en) | Shaft for a turbomachine | |
| US11649763B1 (en) | Rating control architecture and method for hybrid electric engine | |
| RU2728564C2 (ru) | Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель | |
| RU2652267C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |