RU2792702C1 - Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2792702C1 RU2792702C1 RU2022119108A RU2022119108A RU2792702C1 RU 2792702 C1 RU2792702 C1 RU 2792702C1 RU 2022119108 A RU2022119108 A RU 2022119108A RU 2022119108 A RU2022119108 A RU 2022119108A RU 2792702 C1 RU2792702 C1 RU 2792702C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor speed
- turbine
- maximum
- gas temperature
- engine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к способам регулирования газотурбинного двигателя для обеспечения температуры газа перед турбиной, не превышающей максимально допустимых значений. Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя включает эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (nMAX) и температуры газов (ТгОГР) на максимальном режиме работы двигателя. Предварительно проводят испытания нескольких образцов исправных двигателей, при этом производят измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг), затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n, по этой зависимости определяют изменение температуры газа перед турбиной (ΔТг) при изменении частоты вращения ротора на 1%. При испытаниях конкретного образца двигателя осуществляют настройку ограничения максимальной частоты вращения (nMAX), для чего выводят двигатель на режим частоты вращения ротора, соответствующий (90÷96)% от максимального режима, при этом измеряют частоту вращения ротора (n0) и температуру газа перед турбиной (Тг0), определяют максимальную частоту вращения ротора (nMAX) по формуле
в соответствии с полученными данными производят регулировку ограничения максимальной частоты вращения ротора (nMAX) в регуляторе двигателя. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является обеспечение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса. 1 ил.
Description
Изобретение относится к способам регулирования газотурбинного двигателя для обеспечения температуры газа перед турбиной, не превышающей максимально допустимых значений.
Известен способ регулирования авиационного газотурбинного 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 газотурбинного двигателя не является оптимальным в силу того, что он не обеспечивает настройку ограничения частоты вращения ротора, при которой температура газа перед турбиной не превышает максимально допустимых значений, что не обеспечивает в дальнейшем надежность эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.
Задача изобретения заключается в обеспечении настройки частоты вращения ротора при максимально допустимой температуре газа перед турбиной.
Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является обеспечение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования авиационного газотурбинного двигателя, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (nMAX) и температуры газов (ТгОГР) на максимальном режиме работы двигателя, предварительно проводят испытания нескольких образцов исправных двигателей, при этом производят измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг), затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n, по этой зависимости определяют изменение температуры газа перед турбиной (ΔТг) при изменении частоты вращения ротора на 1%, и при испытаниях конкретного образца двигателя осуществляют настройку ограничения максимальной частоты вращения (nMAX), для чего выводят двигатель на режим частоты вращения ротора, соответствующий 90-96% от максимального режима, при этом измеряют частоту вращения ротора (n0) и температуру газа перед турбиной (Тг0), определяют максимальную частоту вращения ротора (nMAX) по формуле:
где nMAX - максимальное значение частоты вращения ротора по настройке ограничения; n0 - частота вращения ротора; ТгОГР - максимальное значение температуры газов по эксплуатационному ограничению; Тг0 - температура газа перед турбиной; ΔТг - изменение температуры газа перед турбиной при изменении частоты вращения ротора на 1%;
в соответствии с полученными данными производят регулировку ограничения максимальной частоты вращения ротора (nMAX) в регуляторе двигателя.
Заявленное изобретение поясняется на графических материалах.
На фигуре представлен график зависимости температуры газа перед турбиной (Тг) от частоты вращения ротора (n).
Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя реализуется следующим образом.
Проводят испытания 5 исправных образцов газотурбинных двигателей, при этом выполняют измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг). Затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n (фиг. 1).
Из рассмотрения фиг. 1 следует, что при изменении частоты вращения ротора от n=99% до n=100%, при ограничении температуры газа перед турбиной Тгогр=1660 К изменение температуры газа перед турбиной составляет ΔТг=22 К.
Для безопасного выхода на максимальный режим (nMAX) настройку двигателя, имеющего ограничение Тг огр=1660 К, определяют путем вывода двигателя на режим n=96%, при этом производят измерение температуры газа перед турбиной Тг=1582 К (фиг. 1), затем по формуле определяют максимальную частоту вращения ротора:
Далее полученную настройку nMAX вводят в регулятор двигателя.
Таким образом, данный способ регулирования обеспечивает настройку максимальных значений частот вращения роторов, при которой температура газа перед турбиной не превышает максимально допустимых значений, и как следствие, обеспечивает надежность работы двигателя в течение заданного ресурса.
Claims (4)
- Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (nMAX) и температуры газов (ТгОГР) на максимальном режиме работы двигателя, отличающийся тем, что предварительно проводят испытания нескольких образцов исправных двигателей, при этом производят измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг), затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n, по этой зависимости определяют изменение температуры газа перед турбиной (ΔТг) при изменении частоты вращения ротора на 1%, и при испытаниях конкретного образца двигателя осуществляют настройку ограничения максимальной частоты вращения (nMAX), для чего выводят двигатель на режим частоты вращения ротора, соответствующий (90÷96)% от максимального режима, при этом измеряют частоту вращения ротора (n0) и температуру газа перед турбиной (Тг0), определяют максимальную частоту вращения ротора (nMAX) по формуле
- где nMAX - максимальное значение частоты вращения ротора по настройке ограничения; n0 - частота вращения ротора; ТгОГР - максимальное значение температуры газов по эксплуатационному ограничению; Тг0 - температура газа перед турбиной; ΔТг - изменение температуры газа перед турбиной при изменении частоты вращения ротора на 1%;
- в соответствии с полученными данными производят регулировку ограничения максимальной частоты вращения ротора (nMAX) в регуляторе двигателя.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2792702C1 true RU2792702C1 (ru) | 2023-03-23 |
Family
ID=
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU9481U1 (ru) * | 1998-08-03 | 1999-03-16 | Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" | Приводной газотурбинный двигатель |
RU2409751C2 (ru) * | 2009-02-05 | 2011-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ управления газотурбинным двигателем |
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 (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU9481U1 (ru) * | 1998-08-03 | 1999-03-16 | Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" | Приводной газотурбинный двигатель |
RU2409751C2 (ru) * | 2009-02-05 | 2011-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ управления газотурбинным двигателем |
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 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109477400B (zh) | 涡轮发动机及操作方法 | |
US6272422B2 (en) | Method and apparatus for use in control of clearances in a gas turbine engine | |
JP6040050B2 (ja) | センサベースの性能追求ガスタービンエンジン制御 | |
US4594849A (en) | Apparatus for synthesizing control parameters | |
JP2011058494A (ja) | サージマージン制御 | |
EP3434598B1 (en) | Method of controlling gas generator power and torque output | |
US8311684B2 (en) | Output flow control in load compressor | |
RU2630068C2 (ru) | Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя | |
RU2792702C1 (ru) | Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя | |
JP2005171873A (ja) | タービン機械出力演算装置及びこれを備えたガスタービン制御装置 | |
US10077718B2 (en) | Variable power limit control for gas turbines | |
EP3396136B1 (en) | Gas turbine system and control apparatus and method thereof | |
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 | |
RU2578780C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
RU2781456C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя | |
RU2551773C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
CA3053265A1 (en) | Monitoring servo valve filter elements | |
RU2319025C1 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем | |
RU2691287C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
CN112173136B (zh) | 一种直升机用的发动机机械油门操作系统 | |
RU2682226C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
RU2639409C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
RU2627628C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
CN102944999A (zh) | 一种发动机瞬态性能试验工况的控制方法 | |
RU2491527C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем при его испытаниях на стенде |