RU2781456C1 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя - Google Patents

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2781456C1
RU2781456C1 RU2021137296A RU2021137296A RU2781456C1 RU 2781456 C1 RU2781456 C1 RU 2781456C1 RU 2021137296 A RU2021137296 A RU 2021137296A RU 2021137296 A RU2021137296 A RU 2021137296A RU 2781456 C1 RU2781456 C1 RU 2781456C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
maximum
pressure rotor
low
temperature
Prior art date
Application number
RU2021137296A
Other languages
English (en)
Inventor
Андрей Леонидович Киселев
Виктор Викторович Куприк
Евгений Ювенальевич Марчуков
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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")
Application granted granted Critical
Publication of RU2781456C1 publication Critical patent/RU2781456C1/ru

Links

Abstract

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя для обеспечения ограничений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной в регуляторе двигателя, не превышающих максимально допустимых значений. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателей со штатной программой поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого (n1ОГР) и высокого давления (n2ОГР) и температуры газов за турбиной (Т4ОГР) на максимальном режиме работы двигателя формируют программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления (n1ОГР), а также программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления с увеличением на 1% относительно исходной (n1ОГР+1%), затем проводят испытания репрезентативного количества образцов двигателей данного типа, при которых на максимальном режиме выполняют измерение частот вращения ротора низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной при программах n1ОГР (n1, n2, Т4) и n1ОГР+1% (n1+1%, n2+1%, Т4+1%), затем определяют изменение частоты вращения ротора высокого давления и изменение температуры газов за турбиной по формулам: (Δn2=n2+1%/n2); (ΔT44+1%/T4), далее для двигателя, у которого на максимальном режиме при штатной программе превышено по меньшей мере одно из значений (n1ОГР), (n2ОГР), (Т4ОГР), измеряют частоту вращения ротора низкого давления (n1ИСХ), частоту вращения ротора высокого давления (n2ИСХ) и температуру газов за турбиной (Т4ИСХ) на максимальном режиме, затем определяют относительную величину отклонения исходного параметра (n1ИСХ), (n2ИСХ) и (Т4ИСХ) от настройки ограничения δn1 по формулам:
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
затем выбирают наименьшее значение из δn1(по n1), δn1(по n2) и δn1(по Т4) по абсолютной величине, которое в дальнейшем принимают за δn1, далее по формулам определяют настройки ограничений частот вращения роторов низкого (n1НАСТ) и высокого давления (n2НАСТ) и температуры газов за турбиной (Т4НАСТ): n1НАСТ=n1ИСХ*(1+δn1); n2НАСТ=n2ИСХ*(1+Δn2*δn1); Т4НАСТ4ИСХ*(1+Δt4*δn1), на основании которых корректируют штатную программу поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной на максимальном режиме работы двигателя. Изобретение обеспечивает повышение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.

Description

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя для обеспечения ограничений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной в регуляторе двигателя, не превышающих максимально допустимых значений.
Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий в себя поддержание эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя (см. Ю.Н. Нечаев «Законы управления и характеристики авиационных силовых установок», Москва Машиностроение, 1995 г., страница 272, 273).
Данный способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя не является оптимальным в силу того, что он не обеспечивает ограничений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной не превышающих максимально допустимых значений, что не обеспечивает в дальнейшем надежность эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.
Задача изобретения заключается в обеспечении ограничений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной, не превышающих максимально допустимых значений.
Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа является повышение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателей со штатной программой поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого (n1ОГР) и высокого давления (n2ОГР) и температуры газов за турбиной (Т4огр) на максимальном режиме работы двигателя формируют программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления (n1ОГР), а также программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления с увеличением на 1% относительно исходной (n1ОГР+1%), затем проводят испытания репрезентативного количества образцов двигателей данного типа, при которых на максимальном режиме выполняют измерение частот вращения ротора низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной при программах n1ОГР (n1, n2, T4) и n1ОГР+1% (n1+1%, n2+1%, T4+1%), затем определяют изменение частоты вращения ротора высокого давления и изменение температуры газов за турбиной по формулам:
Figure 00000001
где Δn2 - изменение частоты вращения ротора высокого давления;
n2+1% - частота вращения ротора высокого давления на максимальном режиме, при реализации программы ограничения n1ОГР+1%;
n2 - частота вращения ротора высокого давления, при реализации программы ограничения n1ОГР;
Figure 00000002
где ΔТ4 - изменение температуры газов за турбиной;
T4+1% - температура газов за турбиной на максимальном режиме, при реализации программы ограничения n1ОГР+1%;
Т4 - температура газов за турбиной, при реализации программы ограничения n1ОГР;
далее для двигателя, у которого на максимальном режиме при штатной программе превышено по меньшей мере одно из значений (n1ОГР), (n2ОГР), (T4ОГР), измеряют частоту вращения ротора низкого давления (n1Исх), частоту вращения ротора высокого давления (n2Исх) и температуру газов за турбиной (Т4исх) на максимальном режиме, затем определяют относительную величину отклонения исходного параметра (n1ИСх), (n2исх) и (Т4исх) от настройки ограничения по формулам:
Figure 00000003
где δn1(по n1) - относительная величина отклонения исходного параметра частоты вращения ротора низкого давления на максимальном режиме от максимального значения частоты вращения ротора низкого давления при штатной программе;
n1ОГР - максимальное значение частоты вращения ротора низкого давления при штатной программе;
n1ИСХ - частота вращения ротора низкого давления на максимальном режиме;
Figure 00000004
где δn1(по n2) - относительная величина отклонения исходного параметра частоты вращения ротора высокого давления на максимальном режиме от максимального значения частоты вращения ротора высокого давления при штатной программе;
n2ОГР - максимальное значение частоты вращения ротора высокого давления при штатной программе;
n2ИСХ - частота вращения ротора высокого давления на максимальном режиме;
Δn2 - изменение частоты вращения ротора высокого давления;
Figure 00000005
где δn1(по Т4) - относительная величина отклонения исходного параметра температуры газов за турбиной на максимальном режиме от максимального значения температуры газов за турбиной при штатной программе;
Т4огр _ максимальное значение температуры газов за турбиной при штатной программе;
Т4исх - температура газов за турбиной на максимальном режиме;
ΔТ4 - изменение температуры газов за турбиной;
затем выбирают наименьшее значение δn1 из δn1 (по n1), δn1 (по n2) и δn1 (по Т4) по абсолютной величине, которое в дальнейшем принимают за δn1, далее по формулам определяют настройки ограничений частот вращения роторов низкого (n1НАСТ) и высокого давления (n2 наст) и температуры газов за турбиной (Т4 наст):
Figure 00000006
где n1НАСТ - максимальное значение частоты вращения ротора низкого давления;
n1 исх - частота вращения ротора низкого давления на максимальном режиме;
δn1 - наименьшее значение из δn1 (по n1), δn1 (по n2) и δn1 (по Т4) абсолютной величине;
Figure 00000007
где n2наст - максимальное значение частоты вращения ротора высокого давления;
n2исх - частота вращения ротора высокого давления на максимальном режиме;
Δn2 - изменение частоты вращения ротора высокого давления;
δn1 - наименьшее значение из δn1 (по n1), δn1 (по n2) и δn1 (по Т4) по абсолютной величине;
Figure 00000008
где Т4Наст _ максимальное значение температуры газов за турбиной;
Т4исх - температура газов за турбиной на максимальном режиме;
ΔТ4 - изменение температуры газов за турбиной;
δn1 - наименьшее значение из δn1 (по n1), δn1 (по n2) и δn1 (по Т4) по абсолютной величине;
на основании которых корректируют штатную программу поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной на максимальном режиме работы двигателя.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуется следующим образом. Проводят испытания репрезентативного количества образцов двигателей в количестве 5 штук с различными настройками ограничений частоты вращения ротора низкого давления n1=100% и n1+1%=101% на максимальном режиме, при этом фиксируют частоты вращения ротора высокого давления n2=99,5%, n2+1%=100,6% и температуры газа за турбиной Т4=1135 К, T4+1%=1150 К. Затем определяют изменение частоты вращения ротора высокого давления Δn2=100,6/99,5=1,011 и изменение температуры газов за турбиной ΔТ4=1150/1135=1,013.
Настройку двигателя имеющего ограничения n1ОГР=100%, n2ОГР=99,5%, Т4ОГР=1140 К (Т4огр=1140 К превышает Т4=1135 К) определяют путем вывода двигателя на максимальный режим, при этом производят измерение частоты вращения ротора низкого давления n1ИСХ=99,8%, частоты вращения ротора высокого давления n2ИСХ=99,6 и температуры газа за турбиной Т4исх=1162 К. Затем определяют относительную величину отклонения исходного значения (n1ИСх), (n2исх) и (Т4исх) от настройки ограничителя δn1
Figure 00000009
далее выбирают наименьшее δn1=-0,0187. Затем определяют значения ограничений
n1НАСТ=99,8*(1-0,0187)=97,9%
n2НАСТ=99,6*(1-1,011*0,0187)=97,7%
Т4наст=1162*(1-1,013*0,0187)=1140К
Далее полученные настройки вводят в регулятор двигателя.
Таким образом, полученные величины настроек ограничителей частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газа за турбиной не превышают их максимально допустимых ограничений.

Claims (40)

  1. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателей со штатной программой поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого (n1ОГР) и высокого давления (n2ОГР) и температуры газов за турбиной (Т4ОГР) на максимальном режиме работы двигателя формируют программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления (n1ОГР), а также программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления с увеличением на 1% относительно исходной (n1ОГР+1%), затем проводят испытания репрезентативного количества двигателей данного типа, при которых на максимальном режиме выполняют измерение частот вращения ротора низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной при программах n1ОГР (n1, n2, T4) и n1ОГР+1% (n1+1%, n2+1%, T4+1%), затем определяют изменение частоты вращения ротора высокого давления и изменение температуры газов за турбиной по формулам:
  2. Figure 00000010
  3. где Δn2 - изменение частоты вращения ротора высокого давления;
  4. n2+1% - частота вращения ротора высокого давления на максимальном режиме, при реализации программы ограничения n1ОГР+1%;
  5. n2 - частота вращения ротора высокого давления, при реализации программы ограничения n1ОГР;
  6. Figure 00000011
  7. где ΔТ4 - изменение температуры газов за турбиной;
  8. T4+1% - температура газов за турбиной на максимальном режиме, при реализации программы ограничения n1ОГР+1%;
  9. Т4 - температура газов за турбиной, при реализации программы ограничения n1ОГР;
  10. далее для двигателя, у которого на максимальном режиме при штатной программе превышено по меньшей мере одно из значений (n1ОГР), (n2ОГР), (Т4огр), измеряют частоту вращения ротора низкого давления (n1ИСх), частоту вращения ротора высокого давления (n2исх) и температуру газов за турбиной (Т4исх) на максимальном режиме, затем определяют относительную величину отклонения исходного параметра (n1ИСх), (n2исх) и (Т4исх) от настройки ограничения δn1 по формулам:
  11. Figure 00000012
  12. где δn1 (по n1) - относительная величина отклонения исходного параметра частоты вращения ротора низкого давления на максимальном режиме от максимального значения частоты вращения ротора низкого давления при штатной программе;
  13. n1ОГР - максимальное значение частоты вращения ротора низкого давления при штатной программе;
  14. n1ИСХ - частота вращения ротора низкого давления на максимальном режиме;
  15. Figure 00000013
  16. где δn1 (по n2) - относительная величина отклонения исходного параметра частоты вращения ротора высокого давления на максимальном режиме от максимального значения частоты вращения ротора высокого давления при штатной программе;
  17. n2ОГР - максимальное значение частоты вращения ротора высокого давления при штатной программе;
  18. n2ИСХ - частота вращения ротора высокого давления на максимальном режиме;
  19. Δn2 - изменение частоты вращения ротора высокого давления;
  20. Figure 00000014
  21. где δn1 (по Т4) - относительная величина отклонения исходного параметра температуры газов за турбиной на максимальном режиме от максимального значения температуры газов за турбиной при штатной программе;
  22. Т4огр - максимальное значение температуры газов за турбиной при штатной программе;
  23. Т4исх - температура газов за турбиной на максимальном режиме;
  24. ΔТ4 - изменение температуры газов за турбиной;
  25. затем выбирают наименьшее значение δn1 из δn1 (по n1), δn1 (по n2) и δn1 (по Т4) по абсолютной величине, которое в дальнейшем принимают за δn1, далее по формулам определяют настройки ограничений частот вращения роторов низкого (n1НАСТ) и высокого давления (n2наст) и температуры газов за турбиной (Т4наст):
  26. Figure 00000015
  27. где n1НАСТ - максимальное значение частоты вращения ротора низкого давления;
  28. n1исх - частота вращения ротора низкого давления на максимальном режиме;
  29. δn1 - наименьшее значение из δn1 (по n1), δn1 (по n2) и δn1 (по Т4) абсолютной величине;
  30. Figure 00000016
  31. где n2наст - максимальное значение частоты вращения ротора высокого давления;
  32. n2исх - частота вращения ротора высокого давления на максимальном режиме;
  33. Δn2 - изменение частоты вращения ротора высокого давления;
  34. δn1 - наименьшее значение из δn1 (по n1), δn1 (по n2) и δn1 (по Т4) по абсолютной величине;
  35. Figure 00000017
  36. где Т4Наст - максимальное значение температуры газов за турбиной;
  37. Т4исх - температура газов за турбиной на максимальном режиме;
  38. ΔТ4 - изменение температуры газов за турбиной;
  39. δn1 - наименьшее значение из δn1 (по n1), δn1 (по n2) и δn1 (по Т4) по абсолютной величине;
  40. на основании которых корректируют штатную программу поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной на максимальном режиме работы двигателя.
RU2021137296A 2021-12-16 Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя RU2781456C1 (ru)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2781456C1 true RU2781456C1 (ru) 2022-10-12

Family

ID=

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2960906A1 (fr) * 2010-06-07 2011-12-09 Snecma Unite electronique de protection survitesse d'une turbomachine de moteur d'aeronef
EP2855900A1 (fr) * 2012-04-27 2015-04-08 SNECMA Services Turbomachine comportant un système de surveillance comprenant un module d'engagement d'une fonction de protection de la turbomachine et procédé de surveillance
RU2583486C2 (ru) * 2011-01-31 2016-05-10 Снекма Устройство впрыска для камеры сгорания турбомашины
RU2623605C1 (ru) * 2016-08-09 2017-06-28 Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2623849C1 (ru) * 2016-08-09 2017-06-29 Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2731824C1 (ru) * 2019-09-19 2020-09-08 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2960906A1 (fr) * 2010-06-07 2011-12-09 Snecma Unite electronique de protection survitesse d'une turbomachine de moteur d'aeronef
RU2583486C2 (ru) * 2011-01-31 2016-05-10 Снекма Устройство впрыска для камеры сгорания турбомашины
EP2855900A1 (fr) * 2012-04-27 2015-04-08 SNECMA Services Turbomachine comportant un système de surveillance comprenant un module d'engagement d'une fonction de protection de la turbomachine et procédé de surveillance
RU2623605C1 (ru) * 2016-08-09 2017-06-28 Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2623849C1 (ru) * 2016-08-09 2017-06-29 Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2731824C1 (ru) * 2019-09-19 2020-09-08 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Christensen et al. Development and demonstration of a stability management system for gas turbine engines
RU2562131C2 (ru) Способ управления турбомашиной
Nielsen et al. Modeling and validation of the thermal effects on gas turbine transients
RU2781456C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя
Barbosa et al. Influence of Variable Geometry Transients on the Gas Turbine Performance
RU2334889C2 (ru) Способ управления расходом топлива в турбовинтовую силовую установку
Evans Testing and modelling aircraft gas turbines: An introduction and overview
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
RU2255247C1 (ru) Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя
Csank et al. Application of the tool for turbine engine closed-loop transient analysis (TTECTrA) for dynamic systems analysis
RU2682226C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
Riegler et al. Validation of a mixed flow turbofan performance model in the sub-idle operating range
RU2792702C1 (ru) Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя
Barbosa et al. Gas turbine transients with controlled variable geometry
RU2316678C1 (ru) Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске
RU2730568C1 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем
Garg Fundamentals of aircraft turbine engine control
RU2583485C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2691287C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2592360C2 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2491527C2 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем при его испытаниях на стенде
RU2791100C1 (ru) Способ определения истинного значения тяги на максимальном режиме работы авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2627628C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
Gurevich et al. Analysis of the impact of control methods on turbofan performance in ice crystal conditions
Gurevich et al. Compensating the Effects of Ice Crystal Icing on the Engine Performance by Control Methods