RU2620737C1 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя - Google Patents
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2620737C1 RU2620737C1 RU2016119412A RU2016119412A RU2620737C1 RU 2620737 C1 RU2620737 C1 RU 2620737C1 RU 2016119412 A RU2016119412 A RU 2016119412A RU 2016119412 A RU2016119412 A RU 2016119412A RU 2620737 C1 RU2620737 C1 RU 2620737C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- program
- ambient pressure
- thrust
- fuel consumption
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Способ относится к регулированию авиационного турбореактивного двигателя (ТРД). Предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды. Технический результат изобретения – оптимизация тягово-экономических характеристик двигателя во всем диапазоне высот полета самолета и таким образом увеличение продолжительности и дальности полета. 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД).
Известен способ регулирования авиационного ТРД, включающий поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (см. Ю.Н. Нечаев "Законы управления и характеристики авиационных силовых установок", Москва, Машиностроение, 1995 г., стр. 265).
Данный способ не является оптимальным вследствие того, что он не обеспечивает поддержание оптимальной степени расширения на турбине при различной высоте полета самолета.
Задачей изобретения является получение оптимальных тяговых и экономических характеристик двигателя.
Для решения указанной задачи в известном способе регулирования авиационного ТРД, включающем поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно изобретению, предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды.
Такое осуществление способа позволяет оптимизировать тягово-экономические характеристики двигателя во всем диапазоне высот полета самолета.
Сущность изобретения заключается в следующем.
При проведении стендовых испытаний по определению высотно-скоростных характеристик двигателя было отмечено, что при изменении программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель на различных высотах уменьшается расход топлива при постоянной тяге двигателя. В связи с этим целесообразно использовать в регуляторе двигателя несколько программ регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающих тягово-экономические показатели двигателя во всем диапазоне высот полета самолета.
На приведенных графиках
на фиг. 1 показаны программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель;
на фиг. 2 - зависимость расхода топлива Gт от тяги R.
Способ реализуется следующим образом.
При проведении испытаний на стенде при имитации полета на высоте Н=5000 м (давление окружающей среды р=0,55 кг/см2) в регулятор двигателя задают три предварительно сформированные программы регулирования степени расширения на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (фиг. 1).
При каждой программе регулирования измеряют тягу (R) и расход топлива Gт при давлении окружающей среды р=0,55 кг/см2.
По полученным данным строят зависимости Gт=f(R) (фиг. 2) и по ним определяют минимальный расход топлива Gт при заданном значении тяги, и соответствующую данному расходу программу регулирования πт.
В таблице приведен расход топлива в зависимости от используемой программы регулирования двигателя при высоте полета при тяге R=6000 кгс.
После определения программы с наиболее низким расходом топлива, программу вводят в регулятор двигателя как дополнительную к штатной для обеспечения оптимальных тягово-экономических характеристик двигателя.
При полете самолета на высоте Н=5000 м производят переключение программы управления на программу №3, что дает снижение расхода топлива Gт и, следовательно, увеличение продолжительности и дальности полета.
Claims (1)
- Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, отличающийся тем, что предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016119412A RU2620737C1 (ru) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016119412A RU2620737C1 (ru) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2620737C1 true RU2620737C1 (ru) | 2017-05-29 |
Family
ID=59032278
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016119412A RU2620737C1 (ru) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2620737C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4719750A (en) * | 1985-12-12 | 1988-01-19 | Mtu Munchen Gmbh | Installation for the control of the fuel supply to the afterburner of a bypass gas turbine jet propulsion unit |
| US5212943A (en) * | 1991-10-08 | 1993-05-25 | Sundstrand Corporation | Reduced thermal stress turbine starting strategy |
| RU2387857C2 (ru) * | 2008-06-30 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания |
| RU2418184C1 (ru) * | 2009-12-15 | 2011-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ регулирования двухвального турбореактивного двигателя |
| RU2466287C1 (ru) * | 2011-05-19 | 2012-11-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления |
-
2016
- 2016-05-19 RU RU2016119412A patent/RU2620737C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4719750A (en) * | 1985-12-12 | 1988-01-19 | Mtu Munchen Gmbh | Installation for the control of the fuel supply to the afterburner of a bypass gas turbine jet propulsion unit |
| US5212943A (en) * | 1991-10-08 | 1993-05-25 | Sundstrand Corporation | Reduced thermal stress turbine starting strategy |
| RU2387857C2 (ru) * | 2008-06-30 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания |
| RU2418184C1 (ru) * | 2009-12-15 | 2011-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ регулирования двухвального турбореактивного двигателя |
| RU2466287C1 (ru) * | 2011-05-19 | 2012-11-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| НЕЧАЕВ Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок, Москва, Машиностроение, 1995, с.65. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8459038B1 (en) | Two-spool turboshaft engine control system and method | |
| US10934944B2 (en) | Method for optimization of transient control law of aero-engine | |
| US11530651B2 (en) | Staged combustion | |
| US10794286B2 (en) | Method and system for modulated turbine cooling as a function of engine health | |
| EP2282016A2 (en) | Turbofan temperature control with variable area nozzle | |
| RU2630068C2 (ru) | Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя | |
| CN103334838A (zh) | 一种航空燃气涡轮发动机起动点火供油方法 | |
| CN108168900B (zh) | 满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法 | |
| RU2578780C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| CN209290725U (zh) | 飞机真空动态模拟装置 | |
| RU2551773C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU2620737C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU2464437C1 (ru) | Способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой | |
| RU2592562C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| JP5643319B2 (ja) | タービンエンジンの燃焼室の非フレームアウト試験 | |
| RU2649171C1 (ru) | Способ испытания авиационного двигателя при проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления | |
| RU2634506C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| CN115324741A (zh) | 一种涡扇发动机高空左边界加力接通控制方法及装置 | |
| RU2623706C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU2623707C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания | |
| RU2639409C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU2682221C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемой геометрией выходного устройства | |
| EP3812566A1 (en) | Active stability control of compression systems utilizing electric machines | |
| Garg | Fundamentals of aircraft turbine engine control | |
| RU2627628C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |