RU2623706C1 - Method for controlling an aircraft turbojet engine - Google Patents
Method for controlling an aircraft turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2623706C1 RU2623706C1 RU2016138126A RU2016138126A RU2623706C1 RU 2623706 C1 RU2623706 C1 RU 2623706C1 RU 2016138126 A RU2016138126 A RU 2016138126A RU 2016138126 A RU2016138126 A RU 2016138126A RU 2623706 C1 RU2623706 C1 RU 2623706C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fuel consumption
- compressor
- program
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.The invention relates to the field of aviation, in particular to control systems that optimize the parameters of a turbojet engine depending on the flight objectives of the aircraft, in particular, to ensure maximum duration and flight range.
Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения, при каждой программе измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости расхода топлива по тяге и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, затем при полете самолета определяют текущие значения температуры воздуха на входе в двигатель и при достижении заданного значения температуры, соответствующего режиму крейсерского полета, в регуляторе двигателя производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги (RU 2551773 С1).There is a known method of regulating an aircraft turbojet engine, in which two or more programs for regulating the installation angles of the compressor guide vanes depending on its reduced speed are formed for a given type of engine in a working range of angles of installation of the compressor guide vanes, and each program measures the thrust and fuel consumption build dependencies of fuel consumption for traction and determine the regulation program that ensures minimum fuel consumption in the specified range of thrust and enter it additionally into the engine controller, then when the aircraft is flying, the current values of the air temperature at the engine inlet are determined and, when the set temperature value is reached corresponding to the cruise flight mode, the compressor guide program is switched in the engine controller depending on reduced revolutions per program providing minimum fuel consumption in a given thrust range (RU 2551773 C1).
Данный способ не является оптимальным во всей области эксплуатации двигателя и не обеспечивает оптимальные тяговые и экономические характеристики двигателя во всем диапазоне температур воздуха на входе в двигатель вследствие того, что при полете самолета на режимах крейсерского полета (режимах перегона) при различных климатических условиях температура воздуха на входе в двигатель может изменяться в широком диапазоне. При эксплуатации самолета в жарком климате, при превышении температурой воздуха на входе значения, заданного в регуляторе, может не произойти переключение на программу управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов, обеспечивающую минимальный расход топлива.This method is not optimal in the entire field of operation of the engine and does not provide optimal traction and economic characteristics of the engine in the entire range of air temperatures at the engine inlet due to the fact that when the aircraft is flying in cruise flight modes (haul modes) under various climatic conditions, the air temperature at engine inlet can vary over a wide range. When the aircraft is operated in a hot climate, when the input air temperature exceeds the value specified in the regulator, switching to the compressor guiding apparatus control program may not occur depending on the given revolutions, ensuring minimum fuel consumption.
Задача изобретения заключается в повышении экономичности двигателя на всех крейсерских режимах или режимах перегона самолета.The objective of the invention is to increase the efficiency of the engine in all cruising modes or modes of haul aircraft.
Ожидаемый технический результат - повышение надежности переключения регулятором двигателя на программу управления направляющими аппаратами компрессора, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, и, как следствие, снижение расхода топлива на указанном режиме.The expected technical result is an increase in the reliability of switching the engine regulator to the compressor guide vanes control program, which ensures minimum fuel consumption in a given thrust range when switching to a cruising engine operation mode, and, as a result, reduces fuel consumption in the specified mode.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора дополнительно формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения, при каждой программе измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости расхода топлива по тяге и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, по сигналу выключения охлаждения турбины производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги.The expected technical result is achieved by the fact that in the known method for regulating an aircraft turbojet engine, in which previously for this type of engine in the working range of the installation angles of the compressor guide vanes, two or more programs for regulating the installation angles of the compressor guide vanes are additionally formed depending on its reduced speed, during each program, the values of traction and fuel consumption are measured, the dependences of fuel consumption on the draft and on them are determined a control program is provided that ensures minimum fuel consumption in a given thrust range and is additionally introduced into the engine regulator, and when the aircraft is flying, when switching to a cruising engine mode, the control program for compressor guides is switched according to the given revolutions by a signal to turn off the cooling of the turbine to a program that provides minimum fuel consumption in a given range of traction.
Сущность изобретения заключается в следующем.The invention consists in the following.
При анализе статистики эксплуатации самолетов отмечено, что крейсерским режимам полета самолета (режимам перегона) соответствуют режимы работы двигателя с выключенным охлаждением турбины. При этом температура воздуха на входе в двигатель на режимах крейсерского полета может изменяться. В связи с этим, при известном способе регулирования при эксплуатации самолета в жарком климате на режиме крейсерского полета самолета может не произойти переключение на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива из-за превышения заданной температуры воздуха на входе в двигатель. При этом, охлаждение турбины при переходе на этот режим полета будет отключено. В связи с этим, целесообразно производить переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов по сигналу выключения охлаждения турбины.When analyzing the statistics of aircraft operation, it was noted that the cruising flight modes of the aircraft (driving modes) correspond to the engine operating modes with the turbine cooling turned off. In this case, the air temperature at the engine inlet during cruise flight modes can vary. In this regard, with the known method of regulation when operating the aircraft in hot climates during the cruise flight of the aircraft, switching to a program that ensures minimal fuel consumption due to exceeding the set air temperature at the engine inlet may not occur. In this case, the cooling of the turbine during the transition to this flight mode will be disabled. In this regard, it is advisable to switch the control program of the compressor guide vanes, depending on the speed indicated, by turning off the cooling signal of the turbine.
Способ реализуется следующим образом.The method is implemented as follows.
При проведении стендовых испытаний в регулятор двигателя задают предварительно сформированные программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора при различных оборотах двигателя (см. Фиг. 1, на которой представлено изменение угла наклона направляющих аппаратов от приведенной частоты вращения ротора, где 1-3 - программы регулирования).When conducting bench tests, pre-formed programs for regulating the installation angles of compressor guide vanes at various engine speeds are set in the engine controller (see Fig. 1, which shows the change in the angle of inclination of the guide vanes from the reduced rotor speed, where 1-3 are the control programs) .
При каждой программе регулирования измеряют тягу R и расход топлива Gт. По результатам испытаний строят зависимости (см. Фиг. 2, на которой представлена зависимость расхода топлива Gт от тяги R при различных программах регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора).For each control program, thrust R and fuel consumption Gt are measured. According to the test results, dependencies are built (see Fig. 2, which shows the dependence of fuel consumption GT on thrust R for various programs for adjusting the installation angles of compressor guide vanes).
По полученным зависимостям определяют при заданном значении тяги R=4200 кгс, соответствующей режиму перегона самолета, определяют расход топлива Gт и соответствующую данному расходу программу регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора. В таблице приведен расход топлива в зависимости от программы регулирования в режиме перегона самолета.According to the obtained dependencies, it is determined at a given thrust value R = 4200 kgf corresponding to the airplane driving mode, the fuel consumption Gt and the program for controlling the installation angles of the compressor guide vanes corresponding to this flow rate are determined. The table shows the fuel consumption depending on the control program in the mode of haul aircraft.
После определения программы с наиболее низким расходом топлива программу вводят в регулятор двигателя как дополнительную к штатной для обеспечения дальности полета.After determining the program with the lowest fuel consumption, the program is introduced into the engine controller as an addition to the standard one to ensure the flight range.
При полете самолета при выключении охлаждения турбины (при переходе на режим крейсерского полета) производят переключение программы управления на программу №3, что дает снижение расхода топлива Gт и, следовательно, увеличение продолжительности и дальности полета.When the aircraft is flying when the turbine cooling is turned off (when switching to cruise flight mode), the control program is switched to program No. 3, which reduces fuel consumption GT and, consequently, increases the duration and range of the flight.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016138126A RU2623706C1 (en) | 2016-09-26 | 2016-09-26 | Method for controlling an aircraft turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016138126A RU2623706C1 (en) | 2016-09-26 | 2016-09-26 | Method for controlling an aircraft turbojet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2623706C1 true RU2623706C1 (en) | 2017-06-28 |
Family
ID=59312795
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016138126A RU2623706C1 (en) | 2016-09-26 | 2016-09-26 | Method for controlling an aircraft turbojet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2623706C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2730568C1 (en) * | 2019-12-25 | 2020-08-24 | Акционерное общество "ОДК-Климов" | Control method of gas turbine engine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2337250C2 (en) * | 2006-12-08 | 2008-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Method of controlling gas turbine engine in acceleration and throttling dynamic conditions |
| US20110016876A1 (en) * | 2009-07-21 | 2011-01-27 | Alstom Technology Ltd | Method for the control of gas turbine engines |
| RU108496U1 (en) * | 2011-03-16 | 2011-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | TURBOJET |
| RU2459099C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Jet turbine engine |
| RU2551773C1 (en) * | 2014-02-12 | 2015-05-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Control over aircraft turbojet |
-
2016
- 2016-09-26 RU RU2016138126A patent/RU2623706C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2337250C2 (en) * | 2006-12-08 | 2008-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Method of controlling gas turbine engine in acceleration and throttling dynamic conditions |
| US20110016876A1 (en) * | 2009-07-21 | 2011-01-27 | Alstom Technology Ltd | Method for the control of gas turbine engines |
| RU108496U1 (en) * | 2011-03-16 | 2011-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | TURBOJET |
| RU2459099C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Jet turbine engine |
| RU2551773C1 (en) * | 2014-02-12 | 2015-05-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Control over aircraft turbojet |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2730568C1 (en) * | 2019-12-25 | 2020-08-24 | Акционерное общество "ОДК-Климов" | Control method of gas turbine engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9777642B2 (en) | Gas turbine engine and method of assembling the same | |
| US10450964B2 (en) | Variable pressure air supply | |
| EP1860281A3 (en) | Method for controlling blade tip clearance in a gas turbine | |
| US20070240426A1 (en) | Mehtod and controller for operating a gas turbine engine | |
| EP3667044B1 (en) | System and method for selectively modulating the flow of bleed air used for high pressure turbine stage cooling in a power turbine engine | |
| US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
| RU2623706C1 (en) | Method for controlling an aircraft turbojet engine | |
| US20160362188A1 (en) | Fuel tank inerting apparatus for aircraft | |
| US20190032557A1 (en) | System and method for variable geometry mechanism control | |
| EP3098510A1 (en) | Gas turbine engine, uncontrolled high thrust accommodation system and method | |
| CN114013666B (en) | Active stability augmentation control method and device for aero-engine | |
| RU2578780C1 (en) | Aircraft turbojet engine control method | |
| RU2551773C1 (en) | Control over aircraft turbojet | |
| US8800295B2 (en) | Device and a method for regulating a turbine engine, and an aircraft | |
| CA2915142A1 (en) | System and method with inlet particle separator | |
| US20200284206A1 (en) | Method and system for operating an engine in a multi-engine aircraft | |
| EP3106649B1 (en) | Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors | |
| RU2592562C1 (en) | Aircraft turbojet engine control method | |
| RU2620737C1 (en) | Control method of aircraft jet turbine engine | |
| RU2639409C1 (en) | Control method of aircraft jet turbine engine | |
| EP3037647B1 (en) | System and method for controlling bleed air temperature | |
| EP4154098A1 (en) | Aircraft control for endurance and fuel economy | |
| RU2637153C1 (en) | Method of operation of three-circuit turbojet engine | |
| RU2627628C1 (en) | Control method of aircraft jet turbine engine | |
| RU2623707C1 (en) | Method for controlling aircraft turbojet engine with afterburner combustion |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |