RU2691287C1

RU2691287C1 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Info

Publication number: RU2691287C1
Application number: RU2018121745A
Authority: RU
Inventors: Евгений Ювенальевич Марчуков; Владимир Валентинович Кирюхин; Виктор Викторович Куприк
Priority date: 2018-06-14
Filing date: 2018-06-14
Publication date: 2019-06-11

Abstract

Способ регулирования авиационного двухроторного турбореактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам регулирования, чувствительным к параметрам двигателя и окружающей среды, и позволяет повысить тяговые характеристики двигателя за счет оптимизации частоты вращения ротора низкого давления при исключении работы двигателя на режимах с повышенными напряжениями в лопатках входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газов за турбиной в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а при достижении заданной температуры воздуха на входе в двигатель увеличивают настройку регулятора частоты вращения ротора низкого давления до предельно допустимого значения и одновременно изменяют положение регулируемых входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления на прикрытие до величины, обеспечивающей достижение частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимого значения. 2 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам регулирования, чувствительным к параметрам двигателя и окружающей среды и может быть использовано в системах автоматического управления двухвальными турбореактивными двигателями с регулируемыми входным направляющим аппаратом и направляющим аппаратом первой ступени компрессора низкого давления.

Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий поддержание заданных частот вращения роторов низкого и высокого давлений и температуры газов за турбиной в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (смотри Нечаев Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. М. Машиностроение, 1995 г., стр. 253, 273-275).

К недостаткам вышеупомянутого способа регулирования следует отнести то, что он не обеспечивает получения оптимальных характеристик двигателя в зависимости от условий эксплуатации самолета и не обеспечивает достаточный ресурс и срок службы двигателя.

Задача изобретения - получение оптимальных характеристик двигателя по тяге при достижении заданной температуры воздуха на входе в двигатель в зависимости от условий эксплуатации самолета (при изменении температуры воздуха на входе в двигатель). Дополнительной задачей является увеличение ресурса и срока службы двигателя.

Техническим результатом достигаемым указанным способом является повышение тяговых характеристик за счет оптимизации частоты вращения ротора низкого давления и исключение работы двигателя на режимах с повышенными напряжениями в лопатках входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления, что увеличивает ресурс двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе регулирование авиационного турбореактивного двигателя, включающем поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газов за турбиной в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, в нем при достижении заданной температуры воздуха на входе в двигатель увеличивают настройку регулятора частоты вращения ротора низкого давления до предельно-допустимого значения и одновременно изменяют положение регулируемых входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления на прикрытие до величины обеспечивающей достижение частоты вращения ротора никого давления предельно допустимого значения.

Увеличение настройки регулятора частоты вращения ротора низкого давления до предельно-допустимого значения при достижении заданной температуры воздуха на входе в двигатель позволяет увеличить тяговые характеристики двигателя за счет увеличенной частоты вращения ротора низкого давления до предельно-допустимого значения.

Одновременное изменение положения регулируемых входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления на прикрытие до величины обеспечивающей достижение частоты вращения ротора никого давления предельно допустимого значения исключаются режимы работы двигателя с повышенными напряжениями в лопатках компрессора низкого давления, приводящими к автоколебаниям лопаток и их разрушению.

Таким образом, изменение на этих режимах частоты вращения ротора низкого давления с одновременным изменением положения лопаток регулируемого входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления на прикрытие до величины, обеспечивающей достижение частоты вращения ротора низкого давления предельно-допустимого значения позволяет оптимизировать характеристику компрессора низкого давления по расходу воздуха и коэффициенту полезного действия и уйти от резонансов рабочих лопаток компрессора, приводящих к повышению напряжения и автоколебаниям. Все это позволяет повысить тяговые характеристики двигателя и ресурсные показатели.

На фиг. 1 показана кривая зависимости частоты вращения ротора никого давления от температуры воздуха на входе в двигатель;

На фиг. 2 показаны программы регулирования входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления.

Пример реализации изобретения: При эксплуатации самолета с заданным законом регулирования частоты вращения ротора низкого давления n₁ по температуре воздуха на входе в двигатель t_вх (кривая 1 на фиг. 1) со штатной программой регулирования входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления α₁ по приведенной частоте вращения ротора низкого давления n_1прив (кривая 1 на фиг. 2) при эксплуатации двигателя на самолете при температуре на входе в двигатель 60°С (точка 1 на фиг. 1) выявлена недостаточность тяговых характеристик, а при температуре на входе в двигатель 70°С (точка 2 на фиг. 1) выявлены напряжения в лопатке компрессора низкого давления, превышающие нормы. В полете при достижении температуры воздуха на входе 55°С (точка 3 на фиг. 1) с помощью регулятора двигателя увеличивают настройку частоты вращения ротора низкого давления до предельно-допустимого значения (точка 4 на линии 2 на фиг. 1 - предельно-допустимая частота вращения) и одновременно изменяет положение регулируемого входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления на прикрытие до достижения частоты вращения предельно допустимой (от фактического положения точка 1 до положения точка 2 на фиг .2), а при достижении температуры воздуха на входе значения 80°С (точка 5 на фиг. 1) с помощью регулятора двигателя возвращают настройку (точка 6 на фиг. 1) и программу регулирования направляющих аппаратов компрессора на заданный закон регулирования (из точки 3 в точку 4 на фиг. 2).

Claims

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газов за турбиной в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, отличающийся тем, что при достижении заданной температуры воздуха на входе в двигатель увеличивают настройку регулятора частоты вращения ротора низкого давления до предельно допустимого значения и одновременно изменяют положение регулируемых входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления на прикрытие до величины, обеспечивающей достижение частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимого значения.