RU2583485C1 - Method of controlling aircraft bypass turbojet engine - Google Patents

Method of controlling aircraft bypass turbojet engine 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
Russian (ru)
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/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2583485C1 publication Critical patent/RU2583485C1/en

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

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to methods of controlling aircraft jet turbine engines, specifically bypass turbojet engine with a variable area of output device. Method comprises preliminary testing of several samples of engines with different areas of output device, adjusted to a surge in range of operating rotor speeds low pressure by means of spoiler, and then determining frequencies of rotor rotation low pressure with minimal inventory dynamic stability of engine and determined to have a minimum possible area of output device, which provides required stability margins, then turns with a minimum size of output device is fixed air flow through engine Gv and pressure ratio in low-pressure compressor πknd and determining amount of πknd/Gv, which was taken as maximum permissible value, and making adjustment of output area of device to ensure value for debugging a particular engine πknd/Gv does not exceed maximum allowable value.
EFFECT: method provides required safety margins of stable operation of engine in entire range of operating speed.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей, а именно турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД).The invention relates to methods for regulating aircraft turbojet engines, namely a turbojet bypass engine (turbofan engine).

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).There is a known method of regulating aircraft turbofan engines, which includes maintaining operational limits for the maximum rotational speeds of low and high pressure rotors and gas temperatures at the maximum engine operating mode (see Yu.N. Nechaev “Control laws and characteristics of aircraft power plants”, Moscow, Mechanical Engineering , 1995, p. 272, 273).

Данный способ регулирования авиационного ТРДД не является оптимальным в силу того, что он не обеспечивает потребных запасов устойчивой работы двигателя.This method of regulating aircraft turbofan engines is not optimal due to the fact that it does not provide the required reserves of stable engine operation.

Задача изобретения заключается в обеспечении потребных запасов устойчивой работы двигателя.The objective of the invention is to provide the required reserves of stable engine operation.

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.The expected technical result is achieved by the fact that in the method for regulating aircraft turbofan engines, including operating restrictions on the maximum values of the rotational speeds of low and high pressure rotors and gas temperatures at the maximum engine operating mode, according to the invention, preliminary tests of several engine samples with different areas of the output device are carried out, bringing to surge in the range of operating frequencies of the low pressure rotor using an interceptor, then often determined s rotation of the low-pressure rotor with the smallest reserves of gas-dynamic stability of the engine and determine the minimum possible area of the output device, at which the required stability margins are provided, then at these speeds with the minimum area of the output device, the air flow through the engine (Gв) and the degree of pressure increase are recorded compressor low pressure π CPV and CPV determine the value π / Gv, which was taken as the maximum permissible value, thereby providing needs stocks in stability with the engine. When debugging a specific engine, first determine the current (actual) value of π knd / Gv, then adjust the area of the output device to ensure the value of π knd / Gv, not exceeding the maximum permissible.

Сущность изобретения заключается в обеспечении безопасности эксплуатации авиационной техники путем настройки величины πкнд/Gв, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя.The essence of the invention is to ensure the safe operation of aircraft by adjusting the value of π knd / Gv, thereby providing the required reserves of stable operation of the engine.

На приведенном графике показана зависимость положения инцептора Ни от частоты вращения ротора низкого давления n и площади выходного устройства Fpc.The graph below shows the dependence of the position of the receptor Ni on the rotational speed of the low pressure rotor n and the area of the output device 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).A method of regulating an aircraft turbojet engine is implemented as follows. Test several samples of engines with different areas of the output device Fpc = 0.283, 0.298, 0.308 bringing to a surge in the range of rotational speeds of the low pressure rotor (RND) n = 20-100% using an interceptor, while fixing the position of the interceptor (Ni), at which a breakdown occurred. Then, the dependence of (Ni) on the RND speed n and Fpc is built (see the graph) and the RND rotational speed with the smallest reserves of gas-dynamic engine stability n = 70% is determined. Then determine the minimum possible area of the output device, which provides the required stability margins (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.Further, at a rotation frequency with the smallest reserves of gas-dynamic stability of the engine n = 70% and the output device area Fpc = 0.298, at which the required stability margins are provided, the total air flow rate (Gв = 60 kg / s) and the degree of pressure increase in the low-pressure compressor are recorded (π knd = 1.86) and determine the value of π knd / Gv = 0.031, which is taken as the maximum permissible value, thereby providing the required reserves of stable engine operation.

Использование данного способа позволяет обеспечить потребные запасы устойчивой работы двигателя во всем диапазоне рабочих оборотов.Using this method allows you to provide the required reserves of stable engine operation over the entire range of operating revolutions.

Claims (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. A method for regulating an aircraft turbojet dual-circuit engine with a variable output device area, including operational restrictions on the maximum values of the rotational speeds of low and high pressure rotors and gas temperatures at the maximum engine operating mode, characterized in that preliminary tests of several engine samples with different areas of the output device are performed to surge in the range of operating frequencies of the low-pressure rotor using intercept ra, then determine the rotational speed of the low-pressure rotor with the smallest reserves of gas-dynamic stability of the engine and determine the minimum possible area of the output device, at which the required stability reserves are provided, then at the revolutions with the minimum area of the output device, the air flow through the engine Gв and the degree of pressure increase in the low-pressure compressor π knd and determine the value of π knd / Gv, which is taken as the maximum permissible value, and when debugging of the engine, adjust the area of the output device to ensure a value of π knd / Gv, not exceeding the maximum permissible.
RU2015101514/06A 2015-01-20 2015-01-20 Method of controlling aircraft bypass turbojet engine RU2583485C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015101514/06A RU2583485C1 (en) 2015-01-20 2015-01-20 Method of controlling aircraft bypass turbojet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015101514/06A RU2583485C1 (en) 2015-01-20 2015-01-20 Method of controlling aircraft bypass turbojet engine

Publications (1)

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

Family

ID=55959970

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015101514/06A RU2583485C1 (en) 2015-01-20 2015-01-20 Method of controlling aircraft bypass turbojet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2583485C1 (en)

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 (en) * 2001-11-05 2003-01-20 Письменный Владимир Леонидович Turbojet engine control method
RU2447308C2 (en) * 2010-07-09 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Bypass turbojet engine with airflow redistribution at inlet
RU2487334C1 (en) * 2012-04-12 2013-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation

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 (en) * 2001-11-05 2003-01-20 Письменный Владимир Леонидович Turbojet engine control method
RU2447308C2 (en) * 2010-07-09 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Bypass turbojet engine with airflow redistribution at inlet
RU2487334C1 (en) * 2012-04-12 2013-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation

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
EP3101252B1 (en) Engine speed optimization as a method to reduce apu fuel consumption
US9303565B2 (en) Method and system for operating a turbine engine
US10605166B2 (en) System and method for variable geometry mechanism control
US20170268520A1 (en) Controlling a compressor of a gas turbine engine
US10844740B2 (en) Air turbine starter with turbine air exhaust outlet valve
EP3098510B1 (en) Gas turbine engine uncontrolled high thrust accommodation system and method
RU2583485C1 (en) Method of controlling aircraft bypass turbojet engine
JP6801968B2 (en) Gas turbine control device and control method, and gas turbine
RU2649171C1 (en) Testing method of the aero engine when checking for the absence of self-oscillations of the working blades of a low pressure compressor
RU2551773C1 (en) Control over aircraft turbojet
RU2431753C1 (en) Gas turbine plant control method
RU2682226C1 (en) Aircraft turbojet engine control method
RU2691287C1 (en) Control method of aircraft turbojet engine
RU2255247C1 (en) Method to protect compressor at unsteady operation of gas- turbine engine
EP3812566A1 (en) Active stability control of compression systems utilizing electric machines
RU2706513C1 (en) Test method of gas turbine engine
RU2627628C1 (en) Control method of aircraft jet turbine engine
RU2013149456A (en) TURBOJET
Deligant et al. Surge detection on an automotive turbocharger during transient phases
RU2592360C2 (en) Aircraft turbojet engine control method
RU2781456C1 (en) Method for regulating an aviation turbojet two-circuit engine
RU2645184C2 (en) Method for operating gas turbine below nominal power thereof
RU2451278C1 (en) Turbojet engine and method of its testing
RU2310100C2 (en) Method to protect gas-turbine engine from unstable operation of compressor
RU2659893C1 (en) Method for testing a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner