RU2731824C1 - Control method of aircraft turbojet engine - Google Patents

Control method of aircraft turbojet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2731824C1
RU2731824C1 RU2019129482A RU2019129482A RU2731824C1 RU 2731824 C1 RU2731824 C1 RU 2731824C1 RU 2019129482 A RU2019129482 A RU 2019129482A RU 2019129482 A RU2019129482 A RU 2019129482A RU 2731824 C1 RU2731824 C1 RU 2731824C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
parameters
pressure
transient
low
Prior art date
Application number
RU2019129482A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валентина Сергеевна Брюнина
Олег Евгеньевич Медяков
Наталья Николаевна Лебёдкина
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-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 "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2019129482A priority Critical patent/RU2731824C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2731824C1 publication Critical patent/RU2731824C1/en

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
    • 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)

Abstract

FIELD: aviation; engine building.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building and can be used in electronic hydromechanical systems of automatic control of two-shaft turbojet engines with adjustable guides of low- and high-pressure compressor. In the known method of controlling an aircraft turbojet engine, which includes measuring the rotor speed of low pressure, the position of the engine control lever (ECL), air temperature at the engine inlet, gas temperature downstream low pressure turbine and air pressure behind the high pressure compressor, adjustment of the low pressure rotor setting parameters and rotation speed by the fuel metering into the combustion chamber, adjustment of the value of the installation angle of the input guiding devices (GD) of the low pressure compressor and the critical section of the jet nozzle and the gas pressure behind the low pressure turbine, according to the proposal, additionally measuring the high-pressure rotor rpm, value of angle of installation of guiding devices (GD) of high pressure compressor, speed of movement of engine control lever (ECL), setting base for transient process and time of stabilization of changes of parameters in transient process and recording of afterburner switching signal, after which comparative evaluation of engine operating parameters is performed during transient processes time, taking into account of parameters of maximum and minimum deviations (throws and dips) of parameters, maximum allowable values of rotation frequencies of rotors and angle of installation of guiding devices (GD) depending on given rotors for each rotor, for compliance with technically specified values at transient processes and at any parameter mismatch to set values, adjusting parameters of engine operation and forming certification protocol. Estimation of engine operation parameters at transient processes can be performed using preliminary developed thermogas-dynamic mathematical model of engine and mathematical model of control system.
EFFECT: use of the invention improves stability of engine operation, reduces probability of cases exceeding permissible deviations (casts and dips) of parameters of transient processes, reduces time of debugging of variable modes by 15–20 % and increases service life of engine by 1–2 %.
1 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления двухвальными турбореактивными двигателями с регулируемыми направляющими компрессора низкого и высокого давления.The invention relates to the field of aircraft engine building and can be used in electronic-hydromechanical systems for automatic control of two-shaft turbojet engines with adjustable low and high pressure compressor guides.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности и достигаемому результату, является известный способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором высокого давления, регулирование установочных параметров и частоты вращения ротора низкого давления, путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления и критического сечения реактивного сопла и давления газа за турбиной низкого давления,The closest to this invention in terms of the technical essence and the achieved result is a known method for regulating an aircraft turbojet engine, including measuring the low-pressure rotor speed, the position of the engine control lever (throttle control lever), the air temperature at the engine inlet, the gas temperature behind the low-pressure turbine and air pressure downstream of the high-pressure compressor, adjustment of the setting parameters and speed of the low-pressure rotor by influencing the metering of fuel into the combustion chamber, control of the angle of installation of the inlet guide vanes (HA) of the low-pressure compressor and the critical section of the jet nozzle and gas pressure downstream of the low-pressure turbine pressure,

/RU 2623849 МПК F02C 9/28 Опубликовано: 29.06.2017// RU 2623849 IPC F02C 9/28 Published: 29.06.2017 /

Однако такой способ управления не является оптимальным по порядку оценки параметров работы двигателя на переходных режимах и соответствия их программным значениям, что приводит к неустойчивой работе двигателя.However, this control method is not optimal in terms of the order of evaluating the parameters of the engine operation in transient modes and their compliance with the programmed values, which leads to unstable engine operation.

Задачей предлагаемого изобретения является исключение несоответствия какого-либо параметра работы двигателя нормам на переходных процессах.The objective of the present invention is to eliminate the inconsistency of any parameter of the engine operation with the norms for transient processes.

Ожидаемый технический результат - повышение устойчивости работы двигателя, за счет обеспечения соответствия допустимых отклонений значений параметров их программным значениям, снижение случаев сверх допустимых отклонений (забросов и провалов) параметров переходных процессов во времени протекания переходных процессов, что приводит к уменьшению времени на отладку переменных режимов и увеличению ресурса двигателя.The expected technical result is an increase in the stability of the engine operation, by ensuring that the permissible deviations of the parameter values correspond to their program values, a decrease in cases in excess of the permissible deviations (overshoots and dips) of the parameters of transient processes in the course of transient processes, which leads to a decrease in the time for debugging variable modes and increase in engine resource.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором высокого давления, регулирование установочных параметров и частоты вращения ротора низкого давления, путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления и критического сечения реактивного сопла и давления газа за турбиной низкого давления, по предложению, дополнительно измеряют частоту вращения ротора высокого давления, величину угла установки направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления, скорость перемещения рычага управления двигателем (РУД), устанавливают базу для переходного процесса и время стабилизации изменений параметров в переходном процессе и фиксируют дискретный сигнал включения форсажа, после чего производят сравнительную оценку установочных параметров работы двигателя в течение времени протекания переходных процессов, с учетом величин максимальных и минимальных отклонений (забросов и провалов) параметров, предельно допустимых значений частот вращений роторов и угла установки направляющих аппаратов (НА) в зависимости от приведенных оборотов для каждого ротора, на соответствие их технически заданным значениям на переходных процессах и при несоответствии какого-либо параметра заданным значениям, регулируют установочные параметры работы двигателя и формируют сертификационный протокол. Оценку параметров работы двигателя на переходных процессах можно производить при помощи предварительно разработанной термогазодинамической математической модели двигателя и математической модели системы регулирования.The expected technical result is achieved by the fact that in the known method for regulating an aircraft turbojet engine, including measuring the low-pressure rotor speed, the position of the engine control lever (throttle), the air temperature at the engine inlet, the gas temperature behind the low-pressure turbine and the air pressure behind the high-pressure compressor pressure, regulation of the settings and rotation frequency of the low pressure rotor, by influencing the metering of fuel into the combustion chamber, regulation of the angle of installation of the inlet guide vanes (HA) of the low pressure compressor and the critical section of the jet nozzle and gas pressure behind the low pressure turbine, as suggested, additionally measure the frequency of rotation of the high-pressure rotor, the value of the angle of installation of the guide vanes (HA) of the high-pressure compressor, the speed of movement of the engine control lever (Throttle control lever), establish the base for the transient process and the stabilization time, and changes in the parameters in the transient process and record a discrete signal for switching on the afterburner, after which a comparative assessment of the setting parameters of the engine operation is made during the time of the transient processes, taking into account the values of the maximum and minimum deviations (overshoots and dips) of the parameters, the maximum permissible values of the rotor rotation frequencies and the angle installation of guide vanes (HA), depending on the reduced speed for each rotor, for compliance with their technical specified values during transient processes and in case of non-compliance of any parameter with the specified values, adjust the settings for the engine and form a certification protocol. The estimation of the parameters of the engine operation on transient processes can be carried out using a previously developed thermogasdynamic mathematical model of the engine and a mathematical model of the control system.

Сущность заявленного изобретения заключается в следующем.The essence of the claimed invention is as follows.

Дополнительное измерение частоты вращения ротора высокого давления, величины угла установки направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления и скорости перемещения рычага управления двигателем (РУД), обеспечивают определение параметров переходного процесса, его вид и оценку времени стабилизации изменений параметров в переходном процессе.Additional measurement of the high-pressure rotor speed, the angle of installation of the guide vanes (HA) of the high-pressure compressor and the speed of movement of the engine control lever (throttle control lever), provide the determination of the parameters of the transient process, its type and assessment of the stabilization time of changes in the parameters in the transient process.

При увеличении времени переходных процессов (приемистости и сброса) больше технологической нормы приводит к недобору роста тяги, а при уменьшении времени может привести к срабатыванию противопомпажной системы и увеличению времени запуска.With an increase in the time of transient processes (injectivity and discharge), more than the technological norm leads to a shortage of thrust growth, and with a decrease in time, it can lead to the operation of the anti-surge system and an increase in the start time.

Измерения углов НА AL1, AL2, частот вращения роторов двигателя N1, N2, температуры воздуха на входе в двигатель Твх, обеспечивают контроль и при необходимости регулировку характеристик AL1=f(N1пр) и AL2=f(N2пр) при выходе из рабочей области на отладку. Уход углов НА за границы допуска приводит к возможному появлению автоколебаний лопаток, потере тяги и появлению помпажа.Measurements of angles HA AL1, AL2, engine rotor speed N1, N2, air temperature at the engine inlet TVx, provide control and, if necessary, adjustment of the characteristics AL1 = f (N1пр) and AL2 = f (N2пр) when leaving the working area for debugging ... The departure of the HA angles beyond the tolerance limits leads to the possible appearance of self-oscillations of the blades, loss of thrust and the appearance of surging.

Определение значений забросов и провалов частот вращения роторов, сравнения их с (нормами ТУ) и при необходимости их регулирование исключает неустойчивую работу двигателя и повышенную теплонапряженность. Соответствие измеренных величин их программным значениям, обеспечивает устойчивую работу двигателя согласно разработанной термогазодинамической математической модели двигателя.Determination of the values of overshoots and dips of the rotors' rotation frequencies, comparing them with (technical specifications) and, if necessary, their regulation excludes unstable engine operation and increased heat intensity. Correspondence of the measured values to their programmed values ensures stable operation of the engine in accordance with the developed thermogasdynamic mathematical model of the engine.

Включение или выключение фиксированного дискретного сигнала форсажа запускает переходный процесс и обеспечивает определение, оценку и отладку переходных процессов.Enabling or disabling the fixed digital afterburner signal triggers a transient and enables transient detection, evaluation, and debugging.

Изобретение поясняется графическими материалами.The invention is illustrated by graphic materials.

На Фиг. 1 - блок схема стендовой установки;FIG. 1 - block diagram of the bench installation;

На Фиг. 2 - зависимость параметров двигателя переходного режима «приемистость малый газ - полный форсаж»;FIG. 2 - dependence of the engine parameters of the transient mode "throttle response at low throttle - full afterburner";

На Фиг. 3 - график стабилизации оборотов N1 и N2 при переходном процессе «приемистость малый газ - полный форсаж»FIG. 3 - graph of stabilization of turns N1 and N2 during the transient process "throttle response at low throttle - full afterburner"

На Фиг. 4 - зависимость параметров двигателя переходного режима «сброс полный форсаж - малый газ »;FIG. 4 - the dependence of the engine parameters of the transient mode "reset full afterburner - low throttle";

На Фиг. 5 - характеристика изменения угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления;FIG. 5 - characteristic of changing the angle of installation of the inlet guide vanes of the low-pressure compressor;

На Фиг. 6 - характеристика изменения угла установки входных направляющих аппаратов компрессора высокого давления.FIG. 6 - characteristic of changing the angle of installation of the inlet guide vanes of the high-pressure compressor.

Заявленное изобретение реализовано на стендовой установке регулирования авиационного турбореактивного двигателя, представленной на Фиг. 1The claimed invention is implemented on a bench installation for regulating an aircraft turbojet engine shown in FIG. 1

Установка для реализации регулирования состоит из стендового отделения - узел А, регулируемого двигателя - узел Д и блока приборов переходного режима - узел П.The installation for the implementation of regulation consists of a bench compartment - node A, an adjustable engine - node D and a transient mode instrument block - node P.

Узел А, содержит непосредственно стенд 1, с устройствами и механизмами, обеспечивающими заданные характеристики и поступающие параметры от датчиков 3, используемых для имитации режимов испытаний. Содержит электронный блок 2 управления для передачи информации на регулируемый объект и устройство управления 4 для получения обратной связи(отклика) от регулируемого объекта.Node A contains directly stand 1, with devices and mechanisms that provide specified characteristics and incoming parameters from sensors 3 used to simulate test modes. Contains an electronic control unit 2 for transmitting information to the controlled object and a control device 4 for receiving feedback (response) from the controlled object.

Узел Д, двигатель содержит соединенные в технологической последовательности электрическую часть 5, гидромеханическую часть 6, исполнительные механизмы 7, датчики 8 для определения и фиксирования величин 9 значений параметров и сигналов событий и исполнительные механизмы 10 регулирующих органов, сообщенных с устройством управления 4 узла А.Node D, the engine contains electrical part 5, hydromechanical part 6, actuators 7, sensors 8 for determining and fixing the values 9 of parameter values and event signals, and actuators 10 of regulating bodies connected in the technological sequence, communicated with the control device 4 of node A.

Узел П, содержит программный блок 11 оценки переходного режима, соединенные с ним экран 12 и устройство 13 для распечатывания, блок формирования 14 рекомендаций по отладке переходного процесса, блок математическая модель 15 газодинамического процесса, блоки расчета 16 и 18 параметров процесса и блок формирования 17 граничных условий. Датчики 8 узла Д, соединены с блоком расчета 16 узла П, а блок расчета 18 соединен с узлом Д и корректирует значения величин 9 параметров и сигналов событий.Node P contains a program block 11 for evaluating the transient mode, a screen 12 and a device 13 for printing connected to it, a block for forming 14 recommendations for debugging a transient process, a block for a mathematical model 15 of a gas-dynamic process, blocks for calculating 16 and 18 process parameters and a block for forming 17 boundary conditions. The sensors 8 of the D node are connected to the calculation unit 16 of the P node, and the calculation unit 18 is connected to the D node and corrects the values of the 9 parameters and event signals.

Пример реализации способа.An example of the implementation of the method.

После установки турбореактивного двигателя его подключения к узлам А и П, и его настройки, с помощью устройств и механизмов, обеспечивающих заданные характеристики и параметры от датчиков 3, запускали двигатель (узел Д) и имитировали режим испытаний: Например: форсажная приемистость от малого газа до полного форсажа.After installing the turbojet engine, connecting it to nodes A and P, and adjusting it, using devices and mechanisms that ensure the specified characteristics and parameters from sensors 3, the engine (node D) was started and the test mode was simulated: For example: afterburner throttle response from idle to full afterburner.

С помощью датчиков 8 двигателя и датчиков 3 стенда определяли следующие характеристики:Using sensors 8 of the engine and sensors 3 of the stand, the following characteristics were determined:

N1 - частоту вращения ротора низкого давления;N1 is the low pressure rotor speed;

N2 - частоту вращения ротора высокого давления;N2 - high pressure rotor speed;

∂Аруд/∂t - скорость перемещения рычага управления двигателем (РУД);∂Arud / ∂t - speed of movement of the engine control lever (throttle);

AL1 - величину угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления;AL1 is the angle of installation of the inlet guide vanes (HA) of the low pressure compressor;

AL2 - величину угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления;AL2 is the angle of installation of the inlet guide vanes (HA) of the high-pressure compressor;

Gт- расход топлива;GT - fuel consumption;

Твх - температуру воздуха на входе в двигатель;Tvx - air temperature at the engine inlet;

Т4 - температуру газов за турбиной низкого давления;Т4 - temperature of gases behind the low pressure turbine;

Р4 - давления газа за турбиной низкого давления;Р4 - gas pressure behind the low pressure turbine;

Р2 - давление воздуха за компрессором высокого давления;P2 - air pressure behind the high pressure compressor;

Акр - площадь критического сечения реактивного сопла;Acr is the throat area of the jet nozzle;

Форсаж - сигнал включения форсажа;Afterburner - afterburner activation signal;

С помощью программного блока оценки переходного режима 11 установили, что заброс N1 28, превышает норму ТУ на 0,2% и время стабилизации изменений параметров в переходном процессе 23 больше нормы ТУ 24 на 0,5 секунд, указанных в устанавливаемой базе для переходного процесса. При этом блок формирования рекомендаций по отладке переходного процесса 14 выдал результаты (или установки) на увеличения проливки основного дроссельного пакета агрегата насоса регулятора на 30 см3/мин и отворачивание винта эксцентрика автомата приемистости агрегата насоса регулятора на 120°.With the help of the program unit for evaluating the transient mode 11, it was established that the cast N1 28 exceeds the TU norm by 0.2% and the stabilization time of parameter changes in the transient process 23 is greater than the TU 24 norm by 0.5 seconds specified in the established base for the transient process. At the same time, the block for generating recommendations for debugging the transient process 14 gave results (or settings) for increasing the pouring of the main throttle package of the regulator pump unit by 30 cm 3 / min and unscrewing the eccentric screw of the injector unit of the regulator pump unit by 120 °.

На экране оператора выводится вкладка о превышении нормы ТУ (фиг. 2), где отображены вид приемистости, автоматически определенное время приемистости 23, и его превышение нормы 24. Выводится строка рекомендации для отладки, например, «отвернуть винт эксцентрика автомата приемистости агрегата насоса регулятора», и графики переходного процесса от времени N1изм. (измеренные) 20 и N1пр.(программные) 19, Аруд 21, сигнал форсажа 22.On the operator's screen, a tab is displayed about the excess of the TU norm (Fig. 2), which displays the type of injectivity, the automatically determined injectivity time 23, and its excess of the norm 24. A recommendation line for debugging is displayed, for example, "unscrew the eccentric screw of the throttle control unit of the regulator pump unit" , and graphs of the transient process from time N1mes. (measured) 20 and N1 ex. (programmed) 19, Arud 21, afterburner signal 22.

Также на отдельной вкладке экрана оператора отображаются, автоматически определенные забросы N1 28 и провалы N1 29, N2 30 данного переходного режима -«приемистость МГ-ПФ» (фигура 3), его оценка, сравнение с базой для переходного процесса, рекомендации по отладке переходного процесса на увеличение проливки основного дроссельного пакета, выводятся результаты определения установившееся значения N2 27, графические зависимости от времени N1 20, N2 26, и программные настройки N1=f(Tвx) 19, N2=f(Tвx) 25.Also, on a separate tab of the operator's screen, automatically determined casts N1 28 and dips N1 29, N2 30 of this transient mode are displayed - "MG-PF injectivity" (figure 3), its assessment, comparison with the base for the transient process, recommendations for debugging the transient to increase the flow of the main throttle package, the results of determining the steady-state value N2 27, graphical dependences on time N1 20, N2 26, and program settings N1 = f (Tinx) 19, N2 = f (Tinx) 25 are displayed.

На отдельной вкладке оператора, например, «сброс максимал- малый газ» отображаются порядок определения и оценки переходного режима: - время движения Аруд 34, максимальная норма времени движения Аруд 35, критерий определения окончания движения Аруд, (в данном примере Аруд - 17 дел. (делений) 36), максимальное нормированное время сброса 32, минимальное нормированное время сброса 33, текущее время сброса 31. Критерием определения окончания времени сброса, в данном примере принято значение N1=43% 37, и графики переходного процесса от времени N1изм. (измеренные) 20 и N1пр (программные) 19, и Аруд 21 приведены на (фигура 4).On a separate tab of the operator, for example, "reset maximum - low throttle", the procedure for determining and evaluating the transient mode is displayed: - Arud 34 movement time, Arud 35 maximum movement time norm, Arud movement completion criterion, (in this example Arud - 17 cases. (divisions) 36), the maximum normalized reset time 32, the minimum normalized reset time 33, the current reset time 31. The criterion for determining the end of the reset time, in this example, the value N1 = 43% 37 is taken, and the graphs of the transient process from the time N1meas. (measured) 20 and N1pr (program) 19, and Arud 21 are shown in (figure 4).

Далее с помощью программного блока оценки переходного режима 11 находили переменный режим, определяли его вид, оценивали характеристики AL1=f(N1пр), программу регулирования двигателя AL1=f(N1пр) 38, рабочую область на отладку 39, границы для эксплуатации 40, границы для переменных режимов 41, приемистость 42 и сброс 43 (фигура 5) и оценивали характеристики AL2=f(N2пр) для переменных режимов, теоретическую линию AL2=f(N2пр) 44, рабочую область углов AL2 на отладку 45, границы допустимых углов AL2 в эксплуатации 46, границы углов AL2 для переменных режимов 47, приемистость 42 и выводили на печать сформированный сертификационный протокол (фигура 6).Then, using the program unit for evaluating the transient mode 11, we found the alternating mode, determined its type, evaluated the characteristics AL1 = f (N1pr), the engine control program AL1 = f (N1pr) 38, the working area for debugging 39, the boundaries for operation 40, the boundaries for variable modes 41, injectivity 42 and discharge 43 (figure 5) and assessed the characteristics AL2 = f (N2pr) for variable modes, theoretical line AL2 = f (N2pr) 44, working area of angles AL2 for debugging 45, boundaries of permissible angles AL2 in operation 46, the boundaries of the angles AL2 for variable modes 47, throttle response 42 and the generated certification protocol was printed out (FIG. 6).

Анализ сформированного сертификационного протокола, позволяет принять решение, о том, что программы регулирования двигателя AL1=f(N1пр) 38, AL2=f(N2пр) 44, границы для переменных режимов 41, 47, время выхода изделия на режимы и протекания переходных режимов - соответствуют или не соответствуют нормам технических условий переходных режимов. Если указанные характеристики соответствуют нормам технических условий, оформляется протокол предъявления на акт сдачи приемо-сдаточных испытаний. В случае несоответствия характеристик устанавливаются причины и вырабатывается стратегия их устранения.Analysis of the generated certification protocol allows us to make a decision that the engine control programs AL1 = f (N1pr) 38, AL2 = f (N2pr) 44, the boundaries for variable modes 41, 47, the time for the product to reach the modes and the course of transient modes - meet or fail to meet the transient specifications. If the specified characteristics comply with the standards of technical conditions, a protocol of submission to the acceptance certificate is drawn up. In case of mismatch of characteristics, the reasons are established and a strategy for their elimination is developed.

Применение изобретения позволяет - повысить устойчивость работы двигателя, снизить вероятность случаев сверх допустимых отклонений (забросов и провалов) параметров переходных процессов, уменьшить время отладки переменных режимов на 15-20% и увеличить ресурс двигателя на 1-2%.The use of the invention allows - to increase the stability of the engine, reduce the likelihood of cases in excess of the permissible deviations (overshoots and dips) of transient parameters, reduce the debugging time of variable modes by 15-20% and increase the engine resource by 1-2%.

Claims (2)

1. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором высокого давления, регулирование установочных параметров и частоты вращения ротора низкого давления, путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления и критического сечения реактивного сопла и давления газа за турбиной низкого давления, отличающийся тем, что дополнительно измеряют частоту вращения ротора высокого давления, величину угла установки направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления, скорость перемещения рычага управления двигателем (РУД), устанавливают базу для переходного процесса и время стабилизации изменений параметров в переходном процессе и фиксируют дискретный сигнал включения форсажа, после чего производят сравнительную оценку установочных параметров работы двигателя в течение времени протекания переходных процессов, с учетом величин максимальных и минимальных отклонений (забросов и провалов) параметров, предельно допустимых значений частот вращений роторов и угла установки направляющих аппаратов (НА) в зависимости от приведенных оборотов для каждого ротора, на соответствие их технически заданным значениям на переходных процессах и при несоответствии какого-либо параметра заданным значениям, регулируют установочные параметры работы двигателя и формируют сертификационный протокол.1. A method for regulating an aircraft turbojet engine, including measuring the low-pressure rotor speed, the position of the engine control lever (throttle), the air temperature at the engine inlet, the gas temperature behind the low-pressure turbine and the air pressure after the high-pressure compressor, adjusting the setting parameters and frequency rotation of the low-pressure rotor, by affecting the metering of fuel into the combustion chamber, regulation of the angle of installation of the inlet guide vanes (HA) of the low-pressure compressor and the throat section of the jet nozzle and the gas pressure behind the low-pressure turbine, characterized in that the rotational speed of the high-pressure turbine is additionally measured pressure, the value of the angle of installation of the guide vanes (HA) of the high-pressure compressor, the speed of movement of the engine control lever (throttle control), set the base for the transient process and the stabilization time of parameter changes in the transient process and record the dis a specific afterburner activation signal, after which a comparative assessment of the engine setting parameters is made during the time of transient processes, taking into account the values of the maximum and minimum deviations (overshoots and dips) of the parameters, the maximum permissible values of the rotor rotation frequencies and the angle of installation of the guide vanes (HA) in depending on the reduced revolutions for each rotor, for compliance with their technical specified values during transient processes and if any parameter does not correspond to the specified values, adjust the engine operating parameters and form a certification protocol. 2. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что оценку параметров работы двигателя на переходных процессах производят при помощи предварительно разработанной термогазодинамической математической модели двигателя и математической модели системы регулирования.2. A method for regulating an aircraft turbojet engine according to claim 1, characterized in that the parameters of the engine operation on transient processes are evaluated using a previously developed thermogasdynamic mathematical model of the engine and a mathematical model of the control system.
RU2019129482A 2019-09-19 2019-09-19 Control method of aircraft turbojet engine RU2731824C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019129482A RU2731824C1 (en) 2019-09-19 2019-09-19 Control method of aircraft turbojet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019129482A RU2731824C1 (en) 2019-09-19 2019-09-19 Control method of aircraft turbojet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2731824C1 true RU2731824C1 (en) 2020-09-08

Family

ID=72421943

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019129482A RU2731824C1 (en) 2019-09-19 2019-09-19 Control method of aircraft turbojet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2731824C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2781456C1 (en) * 2021-12-16 2022-10-12 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Method for regulating an aviation turbojet two-circuit engine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2555928C2 (en) * 2013-11-07 2015-07-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Jet turbine engine
RU2623849C1 (en) * 2016-08-09 2017-06-29 Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" Aeronautic bypass turbofan engine control method
RU2691287C1 (en) * 2018-06-14 2019-06-11 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Control method of aircraft turbojet engine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2555928C2 (en) * 2013-11-07 2015-07-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Jet turbine engine
RU2623849C1 (en) * 2016-08-09 2017-06-29 Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" Aeronautic bypass turbofan engine control method
RU2691287C1 (en) * 2018-06-14 2019-06-11 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Control method of aircraft turbojet engine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2781456C1 (en) * 2021-12-16 2022-10-12 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Method for regulating an aviation turbojet two-circuit engine
RU2791100C1 (en) * 2022-04-29 2023-03-02 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Method for determining the true thrust value at the maximum operating mode of an aviation turbojet two-circuit engine
RU2810866C1 (en) * 2023-08-03 2023-12-28 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Method for emergency protection of turbojet double-circuit twin-shaft engine from spinning of its rotors

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4622808A (en) Surge/stall cessation detection system
RU2509905C2 (en) Gas turbine control method and system, and gas tubrine containing such system
JP4118811B2 (en) Gas turbine engine starting method
US20070089395A1 (en) Combustion control device for gas turbine
JP6332747B2 (en) Flow ratio calculation device, control device including the same, gas turbine plant including the control device, flow ratio calculation method, and fuel system control method
US8915088B2 (en) Fuel control method for starting a gas turbine engine
JPS6132484B2 (en)
JP2007077867A (en) Combustion control device of gas turbine
WO2005106225A2 (en) Fuel controls on apu’s
US10550716B2 (en) Gas turbine inlet guide vane control device, system and control method
CA2891736C (en) Gas turbine fuel supply method and arrangement
CA2891183C (en) Method and arrangement for controlling fuel supply for a gas turbine
US10432119B2 (en) Gas turbine system and method of controlling the same
US20210285386A1 (en) Method and system for determining an engine temperature
US20040187473A1 (en) Acceleration control in multi spool gas turbine engine
US11739699B2 (en) Method of controlling the geometrical configuration of a variable geometry element in a gas turbine engine compressor stage
RU2731824C1 (en) Control method of aircraft turbojet engine
RU2316663C1 (en) Method of metering out of fuel at starting of gas-turbine engine
RU2334889C2 (en) Turboprop power plant fuel flow rate control method
JP2011256788A (en) Gas turbine
JP2005240608A (en) Gas turbine control device
RU2736403C1 (en) Turbojet engine control method
RU2730568C1 (en) Control method of gas turbine engine
RU2623605C1 (en) Control method of aircraft jet turbine bypass engine
RU2627627C1 (en) Aero bypass turbofan engine control method