RU2634506C1 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя - Google Patents

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2634506C1
RU2634506C1 RU2016149449A RU2016149449A RU2634506C1 RU 2634506 C1 RU2634506 C1 RU 2634506C1 RU 2016149449 A RU2016149449 A RU 2016149449A RU 2016149449 A RU2016149449 A RU 2016149449A RU 2634506 C1 RU2634506 C1 RU 2634506C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
diameter
expansion
degree
nozzle
Prior art date
Application number
RU2016149449A
Other languages
English (en)
Inventor
Виктор Викторович Куприк
Андрей Леонидович Киселёв
Сергей Андреевич Перепелица
Original Assignee
Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "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 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") filed Critical Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо")
Priority to RU2016149449A priority Critical patent/RU2634506C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2634506C1 publication Critical patent/RU2634506C1/ru

Links

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

  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией сопла. Предварительно при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде выводят двигатель на максимальный режим при постоянном значении диаметра критического сечения сопла, затем изменяют площадь критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2%, измеряют степень расширения на турбинах и вводят ее в регулятор двигателя в качестве программы поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя. Технический результат изобретения – повышение устойчивости работы двигателя и получение оптимальных тягово-экономических характеристик во всем диапазоне высот и скоростей полета.

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД).
Известен способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией сопла, 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. М.: Машиностроение, 1995 г., стр. 265).
Данный способ не является оптимальным вследствие того, что он не обеспечивает оптимальной настройки программы поддержания заданной степени расширения на турбине при приемо-сдаточных испытаниях на форсажных режимах работы двигателя, и, как следствие, не обеспечивает устойчивой работы двигателя и получения оптимальных тягово-экономических характеристик двигателя при эксплуатации во всем диапазоне высот и скоростей полета самолета.
Ожидаемый технический результат - оптимальная настройка и поддержание заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя, обеспечение устойчивой работы двигателя и получение оптимальных тягово-экономических характеристик во всем диапазоне высот и скоростей полета.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией сопла, включающем поддержание заданной степени расширения на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно изобретению предварительно при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде выводят двигатель на максимальный режим при постоянном диаметре критического сечения реактивного сопла, затем изменяют диаметр критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2%, измеряют степень расширения на турбине и вводят ее в регулятор двигателя в качестве программы поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя.
Сущность изобретения заключается в следующем.
При проведении приемо-сдаточных испытаний было отмечено, что оптимальные тягово-экономические характеристики, а также оптимальные запасы газодинамической устойчивости компрессора на форсажных режимах работы двигателя обеспечиваются при настройке поддержания заданной степени расширения на турбинах, соответствующей значению на максимальном режиме работы двигателя при минимальном диаметре критического сечения реактивного сопла. При настройке поддержания степени расширения на турбине на форсажных режимах ниже значения, соответствующего минимальному диаметру критического сечения реактивного сопла на максимальном режиме работы двигателя, компрессор может потерять газодинамическую устойчивость, что приведет к помпажу двигателя. А при настройке поддержания степени расширения на турбине на форсажных режимах на значение, существенно превышающее значение на максимальном режиме при минимальном диаметре критического сечения сопла, двигатель не будет обеспечивать оптимальные тягово-экономические характеристики.
Для оптимальной настройки поддержания степени расширения на турбинах на форсажных режимах работы двигателя при приемо-сдаточных выводят двигатель на максимальный режим работы двигателя, изменяют диаметр критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2% (не меньше точности измерения диаметра критического сечения сопла 0,1%, но не больше значения, которое может повлиять на тягово-экономические характеристики двигателя - 0,2%), измеряют степень расширения на турбинах и вносят полученное значение степени расширения на турбинах в регулятор двигателя. Это позволяет оптимально настроить программу поддержания заданной степени расширения на турбинах на форсажных режимах работы двигателя и таким образом обеспечить устойчивую работу двигателя и повысить тягово-экономические характеристики во всем диапазоне эксплуатации.
Пример
Для данного типа двигателя минимальный диаметр критического сечения реактивного сопла составляет DPCmin=550 мм.
При проведении приемо-сдаточных испытаний двигатель выводят на максимальный режим работы. Диаметр критического сечения реактивного сопла при этом составляет DPC=565 мм.
Затем для оптимальной настройки поддержания заданной степени расширения на турбинах πТ на форсажных режимах работы двигателя изменяют диаметр критического сечения сопла до диаметра DPC=551 мм, измеряют степень расширения на турбинах πТ=7,7 и вносят в регулятор двигателя как программу поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя.
Предложенный способ позволяет повысить устойчивость работы двигателя и его тягово-экономические характеристики во всем диапазоне высот и скоростей полета самолета.

Claims (1)

  1. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемой геометрией сопла, включающий поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, отличающийся тем, что предварительно при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде выводят двигатель на максимальный режим при постоянном значении диаметра критического сечения сопла, затем изменяют площадь критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2%, измеряют степень расширения на турбинах и вводят ее в регулятор двигателя в качестве программы поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя.
RU2016149449A 2016-12-15 2016-12-15 Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя RU2634506C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016149449A RU2634506C1 (ru) 2016-12-15 2016-12-15 Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016149449A RU2634506C1 (ru) 2016-12-15 2016-12-15 Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2634506C1 true RU2634506C1 (ru) 2017-10-31

Family

ID=60263623

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016149449A RU2634506C1 (ru) 2016-12-15 2016-12-15 Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2634506C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2706513C1 (ru) * 2019-01-16 2019-11-19 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Способ испытаний газотурбинного двигателя

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2536793A1 (fr) * 1982-11-29 1984-06-01 Snecma Dispositif de commande et de regulation de la section d'ouverture d'une tuyere propulsive
RU2153593C1 (ru) * 1999-04-13 2000-07-27 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Турбореактивный двигатель
RU2188333C1 (ru) * 2001-01-19 2002-08-27 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Турбореактивный двигатель
US7413141B1 (en) * 1989-05-10 2008-08-19 Goodrich Control Systems Limited Gas turbine engine fuel control system and regulating valves therefor
RU2387857C2 (ru) * 2008-06-30 2010-04-27 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания
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

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2536793A1 (fr) * 1982-11-29 1984-06-01 Snecma Dispositif de commande et de regulation de la section d'ouverture d'une tuyere propulsive
US7413141B1 (en) * 1989-05-10 2008-08-19 Goodrich Control Systems Limited Gas turbine engine fuel control system and regulating valves therefor
RU2153593C1 (ru) * 1999-04-13 2000-07-27 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Турбореактивный двигатель
RU2188333C1 (ru) * 2001-01-19 2002-08-27 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Турбореактивный двигатель
RU2387857C2 (ru) * 2008-06-30 2010-04-27 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
НЕЧАЕВ Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок, Москва, Машиностроение, 1995, с.265. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2706513C1 (ru) * 2019-01-16 2019-11-19 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Способ испытаний газотурбинного двигателя

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10794286B2 (en) Method and system for modulated turbine cooling as a function of engine health
US8459038B1 (en) Two-spool turboshaft engine control system and method
US20200362770A1 (en) Design method for optimization of transient control law of aero-engine
EP2282016A2 (en) Turbofan temperature control with variable area nozzle
US10550716B2 (en) Gas turbine inlet guide vane control device, system and control method
US10473038B2 (en) Power plant thrust management system for turboprop engines
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
RU2466287C1 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления
RU2015101529A (ru) Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя
RU2634506C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
EP3835565B1 (en) System and method for testing engine performance in-flight
RU2392498C2 (ru) Устройство управления механизацией компрессора газотурбинного двигателя
RU2578780C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2551773C1 (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
RU2682226C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2706513C1 (ru) Способ испытаний газотурбинного двигателя
RU2592562C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2620737C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2691287C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2476703C1 (ru) Способ управления расходом топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя на приемистости
RU2749779C1 (ru) Способ испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя
RU2592360C2 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
EP3812566A1 (en) Active stability control of compression systems utilizing electric machines
RU2658709C2 (ru) Устройство управления механизацией компрессора газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner