RU2682226C1 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя - Google Patents
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2682226C1 RU2682226C1 RU2018103345A RU2018103345A RU2682226C1 RU 2682226 C1 RU2682226 C1 RU 2682226C1 RU 2018103345 A RU2018103345 A RU 2018103345A RU 2018103345 A RU2018103345 A RU 2018103345A RU 2682226 C1 RU2682226 C1 RU 2682226C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- high level
- low
- pressure
- rotor
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
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
- 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
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. Для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. При этом сигнал изменения величины перепада давления на турбинах и одновременного изменения величины угла установки входного и направляющего аппаратов формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель. Способ позволяет исключить диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов из зоны эксплуатации двигателя, что приведет к повышению надежности работы двигателя, снижению уровня вибраций и повышению безопасности полетов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности, к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).
Известен способ регулирования авиационного ТРД, включающий поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (см. Нечаев Ю.Н. "Законы управления и характеристики авиационных силовых установок", М., Машиностроение, 1995 г., стр. 253, 273-275).
Данный способ не является оптимальным вследствие того, что не исключает диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов из рабочего диапазона, что может привести к повышенному уровню вибраций, обрыву рабочих лопаток и, как следствие, аварийной ситуации в процессе полета.
Задача изобретения заключается в исключении попадания диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов из рабочего диапазона.
Ожидаемый технический результат - снижение уровня вибраций и повышение надежности работы двигателя и безопасности полетов.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемым положением входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления и выходного сечения реактивного сопла, включающем поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно изобретению, предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.
Для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.
С учетом того, что диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов может изменяться при изменении температуры воздуха на входе в двигатель, сигнал изменения величины перепада давления на турбинах и одновременного изменения величины угла установки входного и направляющего аппаратов формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель.
Способ осуществляют следующим образом
Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ТРД. Испытания проводят при температурах воздуха на входе в двигатель, соответствующих всей области эксплуатации двигателя, и определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.
Диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов при различной температуре воздуха на входе в двигатель приведены на графике.
По полученным диапазонам частот вращения с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций формируют сигнал в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, по которому увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления.
Затем в ходе эксплуатации двигателя при температуре воздуха на входе в двигатель tвх=100°C частота вращения ротора низкого давления на максимальном режиме работы двигателя составляет n1исх=90% (точка А на графике), что попадает в диапазон с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов. По ранее сформированному сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частоты вращения ротора низкого давления n1=94% (точка В на графике), превышающей диапазон с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.
Способ позволяет исключить диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов из зоны эксплуатации двигателя, что приведет к повышению надежности работы двигателя, снижению уровня вибраций и повышению безопасности полетов.
Claims (2)
1. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемым положением входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления и выходного сечения реактивного сопла, включающий поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, отличающийся тем, что предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.
2. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и с высоким уровнем вибраций корпусов.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018103345A RU2682226C1 (ru) | 2018-01-30 | 2018-01-30 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018103345A RU2682226C1 (ru) | 2018-01-30 | 2018-01-30 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2682226C1 true RU2682226C1 (ru) | 2019-03-15 |
Family
ID=65805978
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018103345A RU2682226C1 (ru) | 2018-01-30 | 2018-01-30 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2682226C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2729563C1 (ru) * | 2019-12-04 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя |
| RU2779045C1 (ru) * | 2021-12-24 | 2022-08-31 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2592562C1 (ru) * | 2015-07-27 | 2016-07-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
| RU2623849C1 (ru) * | 2016-08-09 | 2017-06-29 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя |
-
2018
- 2018-01-30 RU RU2018103345A patent/RU2682226C1/ru active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2592562C1 (ru) * | 2015-07-27 | 2016-07-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
| RU2623849C1 (ru) * | 2016-08-09 | 2017-06-29 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| НЕЧАЕВ Ю.Н. Законы управления и характеристики силовых установок, Москва, Машиностроение, 1995, с.253, 273-275. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2729563C1 (ru) * | 2019-12-04 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя |
| RU2779045C1 (ru) * | 2021-12-24 | 2022-08-31 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2614300C2 (ru) | Малошумная турбина для редукторного турбовентиляторного двигателя | |
| KR101907295B1 (ko) | 2축식 가스 터빈 및 그 입구 안내익 개방도 제어 방법 | |
| US7367193B1 (en) | Auxiliary power unit control method and system | |
| EP3738888A1 (en) | System and method for operating a multi-engine aircraft | |
| US10619573B2 (en) | Method of starting a gas turbine engine | |
| EP3219993A1 (en) | Controlling a compressor of a gas turbine engine | |
| US20230358169A1 (en) | Active compressor stall recovery | |
| US20190032557A1 (en) | System and method for variable geometry mechanism control | |
| RU2682226C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| EP3786429B1 (en) | Method and system for detecting a functional failure in a power gearbox and a gas turbo engine | |
| US20230126222A1 (en) | Active stability control of compression systems utilizing electric machines | |
| RU2691287C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU2255247C1 (ru) | Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя | |
| JP2017145701A (ja) | ガスタービンの制御装置および制御方法、並びにガスタービン | |
| RU2431753C1 (ru) | Способ управления газотурбинной установкой | |
| RU2779045C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU2634506C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| Sun et al. | Effects of rotating inlet distortion on two-stage compressor stability with stall precursor-suppressed casing treatment | |
| RU2728564C2 (ru) | Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель | |
| US20200271060A1 (en) | Variable cycle fan for minimizing noise | |
| RU2729563C1 (ru) | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU2781456C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя | |
| RU2351787C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем | |
| RU2784762C1 (ru) | Способ снижения уровня вибрации газотурбинного двигателя летательного аппарата | |
| RU2418184C1 (ru) | Способ регулирования двухвального турбореактивного двигателя |