RU2583485C1 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя - Google Patents

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2583485C1
RU2583485C1 RU2015101514/06A RU2015101514A RU2583485C1 RU 2583485 C1 RU2583485 C1 RU 2583485C1 RU 2015101514/06 A RU2015101514/06 A RU 2015101514/06A RU 2015101514 A RU2015101514 A RU 2015101514A RU 2583485 C1 RU2583485 C1 RU 2583485C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
output device
knd
area
low
Prior art date
Application number
RU2015101514/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Алексей Валерьевич Белов
Андрей Леонидович Киселёв
Виктор Викторович Куприк
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО filed Critical Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО
Priority to RU2015101514/06A priority Critical patent/RU2583485C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2583485C1 publication Critical patent/RU2583485C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/15—Control or regulation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей, а именно турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) с изменяемой площадью выходного устройства. При осуществлении способа предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства, с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель Gв и степень повышения давления в компрессоре низкого давления πкнд и определяют величину πкнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, а при отладке конкретного двигателя производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины πкнд/Gв, не превышающей предельно допустимую. Осуществление способа позволяет обеспечить потребные запасы устойчивой работы двигателя во всем диапазоне рабочих оборотов. 1 ил.

Description

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей, а именно турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД).
Известен способ регулирования авиационного ТРДД, включающий в себя поддержание эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя (см. Ю.Н. Нечаев “Законы управления и характеристики авиационных силовых установок”, Москва, Машиностроение, 1995 г., стр. 272, 273).
Данный способ регулирования авиационного ТРДД не является оптимальным в силу того, что он не обеспечивает потребных запасов устойчивой работы двигателя.
Задача изобретения заключается в обеспечении потребных запасов устойчивой работы двигателя.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования авиационного ТРДД, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, согласно изобретению предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на этих оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель (Gв) и степень повышения давления в компрессоре низкого давления πкнд и определяют величину πкнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя. При отладке конкретного двигателя сначала определяют текущее (фактическое) значение πкнд/Gв, затем производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины πкнд/Gв, не превышающей предельно допустимую.
Сущность изобретения заключается в обеспечении безопасности эксплуатации авиационной техники путем настройки величины πкнд/Gв, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя.
На приведенном графике показана зависимость положения инцептора Ни от частоты вращения ротора низкого давления n и площади выходного устройства Fpc.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуется следующим образом. Проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства Fpc=0,283, 0,298, 0,308 с доведением до помпажа в диапазоне частот вращения ротора низкого давления (РНД) n=20-100% при помощи интерцептора, при этом фиксируют положение интерцептора (Ни), при котором произошел срыв. Затем строят зависимость (Ни) от частоты вращения РНД n и Fpc (см. график) и определяют частоту вращения РНД с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя n=70%. Затем определяют минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости (Fpc=0,298).
Далее при частоте вращения с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя n=70% и площадью выходного устройства Fpc=0,298, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, фиксируют суммарный расход воздуха (Gв=60 кг/с) и степень повышения давления в компрессоре низкого давления (πкнд=1,86) и определяют величину πкнд/Gв=0,031, которую принимают за предельно допустимую величину, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя.
Использование данного способа позволяет обеспечить потребные запасы устойчивой работы двигателя во всем диапазоне рабочих оборотов.

Claims (1)

  1. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя с изменяемой площадью выходного устройства, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, отличающийся тем, что предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель Gв и степень повышения давления в компрессоре низкого давления πкнд и определяют величину πкнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, а при отладке конкретного двигателя производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины πкнд/Gв, не превышающей предельно допустимую.
RU2015101514/06A 2015-01-20 2015-01-20 Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя RU2583485C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015101514/06A RU2583485C1 (ru) 2015-01-20 2015-01-20 Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015101514/06A RU2583485C1 (ru) 2015-01-20 2015-01-20 Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2583485C1 true RU2583485C1 (ru) 2016-05-10

Family

ID=55959970

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015101514/06A RU2583485C1 (ru) 2015-01-20 2015-01-20 Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2583485C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3946554A (en) * 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Variable pitch turbofan engine and a method for operating same
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
RU2196912C1 (ru) * 2001-11-05 2003-01-20 Письменный Владимир Леонидович Способ регулирования турбореактивного двигателя
RU2447308C2 (ru) * 2010-07-09 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
RU2487334C1 (ru) * 2012-04-12 2013-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Турбореактивный двигатель (варианты). способ испытания турбореактивного двигателя (варианты). способ производства турбореактивного двигателя. способ промышленного производства турбореактивного двигателя. способ капитального ремонта турбореактивного двигателя. способ эксплуатации турбореактивного двигателя

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3946554A (en) * 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Variable pitch turbofan engine and a method for operating same
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
RU2196912C1 (ru) * 2001-11-05 2003-01-20 Письменный Владимир Леонидович Способ регулирования турбореактивного двигателя
RU2447308C2 (ru) * 2010-07-09 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
RU2487334C1 (ru) * 2012-04-12 2013-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Турбореактивный двигатель (варианты). способ испытания турбореактивного двигателя (варианты). способ производства турбореактивного двигателя. способ промышленного производства турбореактивного двигателя. способ капитального ремонта турбореактивного двигателя. способ эксплуатации турбореактивного двигателя

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
НЕЧАЕВ Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок, Москва, Машиностроение, 1995, с.272-273. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9303565B2 (en) Method and system for operating a turbine engine
EP3101252A1 (en) Engine speed optimization as a method to reduce apu fuel consumption
US10844740B2 (en) Air turbine starter with turbine air exhaust outlet valve
EP3812566A1 (en) Active stability control of compression systems utilizing electric machines
US10605166B2 (en) System and method for variable geometry mechanism control
US20170268520A1 (en) Controlling a compressor of a gas turbine engine
RU2255247C1 (ru) Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя
US8800295B2 (en) Device and a method for regulating a turbine engine, and an aircraft
EP3098510B1 (en) Gas turbine engine uncontrolled high thrust accommodation system and method
JP6801968B2 (ja) ガスタービンの制御装置および制御方法、並びにガスタービン
RU2649171C1 (ru) Способ испытания авиационного двигателя при проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления
RU2431753C1 (ru) Способ управления газотурбинной установкой
RU2551773C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2682226C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2781456C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2627628C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2592360C2 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2013149456A (ru) Турбореактивный двигатель
RU2706513C1 (ru) Способ испытаний газотурбинного двигателя
RU2451278C1 (ru) Турбореактивный двигатель и способ испытания турбореактивного двигателя
RU2310100C2 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора
Deligant et al. Surge detection on an automotive turbocharger during transient phases
RU2779045C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2784762C1 (ru) Способ снижения уровня вибрации газотурбинного двигателя летательного аппарата
RU2659893C1 (ru) Способ испытаний газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner