RU2634505C1 - Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации - Google Patents
Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2634505C1 RU2634505C1 RU2016148284A RU2016148284A RU2634505C1 RU 2634505 C1 RU2634505 C1 RU 2634505C1 RU 2016148284 A RU2016148284 A RU 2016148284A RU 2016148284 A RU2016148284 A RU 2016148284A RU 2634505 C1 RU2634505 C1 RU 2634505C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- speed
- pressure rotor
- rotors
- shaft
- rotor shaft
- 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
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации. Частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя. Использование изобретения позволяет поддерживать обороты вала ротора высокого давления на уровне, достаточном для запуска на режиме авторотации в полете, позволяет увеличить ресурс агрегатов вспомогательной силовой установки двигателя, увеличить показатели надежности и безотказности силовой установки. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является раскрытый в описании к системе запуска турбовентиляторного газотурбинного двигателя способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления, достижение значений холостых частот вращения авторотирующих роторов и подкручивание вала ротора высокого давления воздухом, сжатым за счет скоростного напора летящего с необходимой скоростью самолета RU 161322 U1, МПК В64С 19/00. Опубликовано: 20.04.2016).
В известных конструкциях двухроторных газотурбинных двигателей роторы высокого и низкого давления вращаются свободно относительно друг друга. Кинематическая связь либо отсутствует вообще, либо осуществлена за счет межроторных или межвальных подшипников. При остановке двигателя ротор высокого давления, в связи с загрузкой приводами агрегатов и систем, останавливается раньше ротора низкого давления.
В условиях полета самолета, на режимах авторотации, ротор низкого давления работает в турбинном режиме, в результате чего за его рабочим колесом понижаются температура и давление. Чтобы обеспечить необходимый для розжига камеры сгорания уровень давлений и температур, ротор высокого давления необходимо дополнительно подкрутить, а это приводит к росту потребляемой мощности. При этом энергия вращающегося ротора низкого давления не используется.
Задачей изобретения является повышение надежности запуска двигателя в полете на режиме авторотации и повышение эксплуатационной надежности.
Ожидаемый технический результат - поддержание оборотов вала ротора высокого давления, достаточных для запуска на режиме авторотации в полете.
Технический результат достигается тем, что известный способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления, достижение значений холостых частот вращения авторотирующих роторов и подкручивание вала ротора высокого давления воздухом, сжатым за счет скоростного напора летящего с необходимой скоростью самолета, по предложению, частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают, до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя.
В процессе эволюций летательного аппарата в полете, в двухроторном газотурбинном двигателе в результате подачи и сжигания топлива частота вращения вала ротора высокого давления всегда выше частоты вращения вала ротора низкого давления.
При полете самолета в режиме авторотации, когда двигатель выключен, вращение роторов в режиме холостых частот авторотирующих роторов определяется скоростным напором воздуха, воздействующего на летящий самолет. Вал ротора низкого давления вращается свободно по инерции и замедляется в соответствии со скоростным напором воздуха, а вал ротора высокого давления, в связи с загрузкой приводами агрегатов и систем, останавливается со скоростью, большей скорости вала ротора низкого давления. Оба ротора входят в режим холостых частот авторотирующих роторов. При этом в зависимости от высоты полета, скорости полета самолета, погоды и других факторов режим холостых частот для ротора высокого давления может превышать или быть ниже частоты вращения, при которой гарантированно создаются условия для зажигания камеры сгорания двигателя, то есть запуска двигателя. Если величина холостой частоты авторотирующих роторов ниже частоты вращения, необходимой для зажигания камеры сгорания, в предложении предусмотрено поддерживать ее постоянной или увеличить с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя.
Сущность изобретения заключается в создании условий кинетического взаимодействия вала высокого давления и вала низкого давления, при их независимом холостом вращении в условиях авторотации, что позволяет гарантированно получать режим холостых частот авторотирующих роторов, обеспечивающих условия для зажигания камеры сгорания двигателя. Это взаимодействие может быть достигнуто с помощью обгонных муфт, путем обеспечения давления звеньев при их вращении в одном направлении и исключения давления в другом направлении (например: нефрикционные храповые муфты), либо путем заклинивания самоторможения одного звена относительно другого в одном направлении и свободного вращения в другом направлении (фрикционные муфты). Для реализации способа в рамках изобретения, допускается использование обеих разновидностей муфт любых конструкций, обеспечивающих передачу свободного хода, по схеме одинарного - одностороннего действия. По этой схеме муфта имеет два звена - входное и выходное. Входное звено передает вращающий момент только в одном направлении, а в другом направлении вращается свободно относительно выходного звена, т.е. перестает быть ведущим.
В обеих разновидностях различие условий взаимодействия достигается выбором углов давления одного звена на другое. Чтобы произошло заклинивание звеньев в режиме передачи движения, угол скоса α выбирают из условия α<2ρ, где ρ - угол трения. С другой стороны, α ограничен возможностью расклинивания. Обычно принимают α=7°.
Способ поясняется чертежом.
Согласование частоты вращения роторов на запуске двигателя при авторотации осуществляется за счет установки между валом высокого 1 и валом низкого 2 давления обгонной муфты 3. Установку обгонной муфты осуществляют в промежуточном корпусе между валами компрессора высокого и низкого давления. В данном случае ведомым валом является вал ротора высокого давления. На запуске двигателя при авторотации ротор низкого давления 2 через обгонную муфту 3 входит в зацепление с ротором высокого давления, не позволяя ему остановиться раньше, или за счет инерции свободного вращения ротора низкого давления - подкрутить ротор высокого давления.
Пример
Способ реализован на летательном аппарате, двигатель которого оборудован обгонной муфтой, установленной между валами роторов высокого и низкого давлений. Конструкция обводной муфты и ее настроечные характеристики обеспечивают зацепление ротора низкого давления с ротором высокого давления при установленной частоте вращения ротора низкого давления.
В процессе полета летательного аппарата в двухроторном газотурбинном двигателе, поддерживали частоту вращения вала ротора высокого давления выше частоты вращения вала ротора низкого давления. При остановке исправного двигателя в полете и переходе на режим авторотации, вал ротора низкого давления вращается под действием набегающего свободно потока. Частота вращения вала ротора низкого давления при этом практически не изменялась и соответствовала скорости движения летательного аппарата. Вал ротора высокого давления, в связи с загрузкой приводами агрегатов и систем начинал быстро останавливаться.
При достижении валом ротора высокого давления значений определенной частоты вращения, совпадающей с частотой вала ротора низкого давления (рассчитанной конструктивно для установленной обгонной муфты), проводилось фиксирование (заклинивание) валов. Энергия свободно вращающегося вала ротора низкого давления передавалась валу ротора высокого давления, который начинал вращаться с той же частотой. При входе валов ротора в режим холостых частот авторотирующих роторов частота вращения вала ротора высокого давления оставалась достаточной для обеспечения необходимого для розжига камеры сгорания уровня давлений и температуры, что позволяло запускать двигатель в режиме авторотации, поддерживая скорость полета, то есть скоростной поток постоянным. В некоторых случаях в зависимости от условий двигатель гарантированно запускался без дополнительного механического подкручивания или использования ВСУ или других методов дополнительного подкручивания ротора высокого давления.
Предложенный пример реализации, в рамках изобретения, не является исчерпывающим и специалисту понятно, что возможны и другие примеры реализации изобретения, например с использованием «управляемого скоростного напора».
Использование изобретения позволяет поддерживать обороты вала ротора высокого давления на уровне, достаточном для запуска на режиме авторотации в полете, позволяет увеличить ресурс агрегатов (ВСУ) двигателя, увеличить показатели надежности и безотказности силовой установки.
Claims (1)
- Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления, достижение значений холостых частот вращения авторотирующих роторов и подкручивание вала ротора высокого давления воздухом, сжатым за счет скоростного напора летящего с необходимой скоростью самолета, отличающийся тем, что частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают, до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016148284A RU2634505C1 (ru) | 2016-12-09 | 2016-12-09 | Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016148284A RU2634505C1 (ru) | 2016-12-09 | 2016-12-09 | Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2634505C1 true RU2634505C1 (ru) | 2017-10-31 |
Family
ID=60263610
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016148284A RU2634505C1 (ru) | 2016-12-09 | 2016-12-09 | Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2634505C1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003328777A (ja) * | 2002-05-10 | 2003-11-19 | Ihi Aerospace Co Ltd | ガスタービンの起動制御方法 |
| RU2241844C1 (ru) * | 2003-04-01 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Способ запуска газотурбинного двигателя |
| RU2374470C1 (ru) * | 2008-03-14 | 2009-11-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ наддува опор двухроторного газотурбинного двигателя |
| EP2264297A1 (fr) * | 2009-06-17 | 2010-12-22 | Eurocopter | Dispositif et procédé pour le démarrage d'un moteur à turbine équipant un hélicoptère, mettant en oeuvre une source d'énergie électrique comprenant des organes d'appoint à décharge |
| RU2429360C2 (ru) * | 2005-12-09 | 2011-09-20 | Испано-Сюиза | Система приведения в движение вспомогательных механизмов двухступенчатого турбинного двигателя, способ функционирования системы (варианты) |
| RU161322U1 (ru) * | 2015-04-22 | 2016-04-20 | Сергей Вячеславович Левтонов | Система запуска в воздухе турбовентиляторного газотурбинного двигателя |
-
2016
- 2016-12-09 RU RU2016148284A patent/RU2634505C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003328777A (ja) * | 2002-05-10 | 2003-11-19 | Ihi Aerospace Co Ltd | ガスタービンの起動制御方法 |
| RU2241844C1 (ru) * | 2003-04-01 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Способ запуска газотурбинного двигателя |
| RU2429360C2 (ru) * | 2005-12-09 | 2011-09-20 | Испано-Сюиза | Система приведения в движение вспомогательных механизмов двухступенчатого турбинного двигателя, способ функционирования системы (варианты) |
| RU2374470C1 (ru) * | 2008-03-14 | 2009-11-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ наддува опор двухроторного газотурбинного двигателя |
| EP2264297A1 (fr) * | 2009-06-17 | 2010-12-22 | Eurocopter | Dispositif et procédé pour le démarrage d'un moteur à turbine équipant un hélicoptère, mettant en oeuvre une source d'énergie électrique comprenant des organes d'appoint à décharge |
| RU161322U1 (ru) * | 2015-04-22 | 2016-04-20 | Сергей Вячеславович Левтонов | Система запуска в воздухе турбовентиляторного газотурбинного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3283369B1 (en) | Inlet guide vane control for aircraft single engine operation | |
| US8283796B2 (en) | Hybrid engine installation and a method of controlling such an engine installation | |
| US9878796B2 (en) | Hybrid drive for gas turbine engine | |
| RU2645778C2 (ru) | Система смазки турбомашины с противосифонным клапаном для авторотации | |
| JP6609566B2 (ja) | マルチエンジンヘリコプターの待機状態にあるターボシャフトエンジンを支援する方法、および待機状態になることが可能な少なくとも１つのターボシャフトエンジンを備えるヘリコプターの推進システムのアーキテクチャ | |
| JP5442707B2 (ja) | 可逆性電気機械を含むタービンエンジン | |
| RU2663786C2 (ru) | Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета | |
| EP1726879B1 (en) | Reduced-weight fuel system for a gas turbine engine, gas turbine engine including such a system, and method of providing fuel to such a gas turbine engine | |
| US6672049B2 (en) | Emergency device for relighting a windmilling turbojet | |
| EP3073122B1 (en) | Aero gas turbine engine with compressor and associated method | |
| US20110154805A1 (en) | Power augmentation system for an engine powered air vehicle | |
| JP2016148323A (ja) | ガスタービンエンジンの始動方法 | |
| RU2687469C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета | |
| US10473034B2 (en) | Gas turbine engine starter reduction gear train with geared rotary actuator | |
| EP3543483A1 (en) | Windmill lubrication gear train for lubricant system in a geared gas turbine engine | |
| JP6454714B2 (ja) | 航空機ターボ機械の緊急起動のためのシステムおよび方法 | |
| EP2924247B1 (en) | Hybrid drive for gas turbine engine | |
| EP3267013A1 (en) | Gas turbine engine starter reduction gear train with jacking and planetary geared transmission | |
| RU2634505C1 (ru) | Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации | |
| RU2648528C1 (ru) | Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове | |
| RU2241844C1 (ru) | Способ запуска газотурбинного двигателя | |
| US11905888B2 (en) | Multi-engine system and power transfer between engines thereof | |
| US20230366354A1 (en) | Free turbine turbomachine comprising equipment driven by the free turbine | |
| WO2019070160A1 (ru) | Способ работы топливной системы газотурбинного двигателя | |
| GB2522885A (en) | Auxiliary device drive coupling |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |