RU862679C - Method of testing controlled nozzle of aircraft gas-turbine engine - Google Patents

Method of testing controlled nozzle of aircraft gas-turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU862679C
RU862679C SU2863970A RU862679C RU 862679 C RU862679 C RU 862679C SU 2863970 A SU2863970 A SU 2863970A RU 862679 C RU862679 C RU 862679C
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
turbine engine
pressure
gas
engine
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.Л. Сандрацкий
Original Assignee
Акционерное общество "Авиадвигатель"
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 Акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to SU2863970 priority Critical patent/RU862679C/en
Application granted granted Critical
Publication of RU862679C publication Critical patent/RU862679C/en

Links

Images

Description

Изобретение относится к способам испытания узлов воздушно-реактивных двигателей, а именно регулируемых сопл в системе двигателя. The invention relates to methods for testing jet engine assemblies, namely, adjustable nozzles in an engine system.

Известны способы испытания узлов воздушных реактивных двигателей, например воздухозаборников и компрессоров, с целью определения запаса их аэродинамической устойчивости, при которых их дросселируют от рабочих режимов до границы помпажа, и по степени дросселирования или по отношению рабочих и граничных параметров судят о величине запаса их устойчивости. Known methods for testing nodes of air jet engines, for example air intakes and compressors, in order to determine their aerodynamic stability margin, in which they are throttled from operating modes to the surge margin, and judging by the degree of throttling or in relation to the working and boundary parameters, their stability margin.

Такие способы испытания неприменимы при определении запаса аэродинамической устойчивости регулируемого сопла, так как степень "дросселирования" сопла, определяемую диапазоном его работы, изменить нельзя. Such test methods are not applicable when determining the aerodynamic stability margin of an adjustable nozzle, since the degree of throttle of the nozzle, determined by the range of its operation, cannot be changed.

Известен способ испытания регулируемого сопла авиационного газотурбинного двигателя с автономными регуляторами форсажа и сопла, наиболее близкий к предлагаемому по технической сущности, путем установления режима работы газогенератора двигателя по давлению газа на входе в сопло с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике самолета с последующим изменением режима работы по приемистости и определением аэродинамической устойчивости сопла. A known method of testing an adjustable nozzle of an aircraft gas turbine engine with autonomous afterburner and nozzle regulators, which is closest to the proposed one according to the technical essence, by setting the operating mode of the engine gas generator by the gas pressure at the nozzle inlet, taking into account the total pressure loss in the air intake of the aircraft, followed by changing the operating mode for throttle response and determination of the aerodynamic stability of the nozzle.

По этому способу разъединяют связь между регуляторами основного и форсажного контуров, монтируют раздельное управление форсажным контуром, после запуска устанавливают режим работы газогенератора по давлению на входе в сопло с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике самолета и выполняют неустановившиеся режимы, например "приемистость". При этом автомат Δ πт * в регуляторе сопла, обеспечивающий опережающее раскрытие сопла при воспламенении топлива в форсажной камере, настроен на номинальную величину.By this method, the connection between the regulators of the main and afterburner circuits is disconnected, separate control of the afterburner circuit is mounted, after start-up, the gas generator operating mode is determined by the pressure at the nozzle inlet, taking into account the total pressure loss in the aircraft’s air intake and unsteady modes are performed, for example, “pick-up”. In this case, the automaton Δ π t * in the nozzle regulator, which provides an advanced opening of the nozzle when the fuel is ignited in the afterburner, is set to the nominal value.

В процессе эксплуатации в результате изменения, например, характеристик воспламенения топлива в форсажной камере для сохранения запаса устойчивости компрессора регулируют в сторону увеличения степень опережающего раскрытия сопла Δ πт * . Это приводит к уменьшению минимального значения степени понижения давления газа

Figure 00000001
на неустановившихся режимах, приближении ее к границе устойчивости и соответственно к уменьшению запаса устойчивости. При этом изменение минимального значения степени понижения давления газа в сопле
Figure 00000002
может достигать 16-20%.During operation, as a result of changes, for example, the characteristics of the ignition of the fuel in the afterburner to maintain the stability margin of the compressor, the degree of advance opening of the nozzle Δ π t * is increased. This leads to a decrease in the minimum value of the degree of decrease in gas pressure
Figure 00000001
at unsteady modes, approaching it to the stability boundary and, correspondingly, decreasing the stability margin. In this case, the change in the minimum value of the degree of decrease in gas pressure in the nozzle
Figure 00000002
can reach 16-20%.

Поэтому для повышения надежности работы необходимо знать и количественную характеристику запаса аэродинамической устойчивости. Therefore, to increase the reliability of the work, it is necessary to know the quantitative characteristic of the aerodynamic stability margin.

Такой количественной характеристикой может служить отношение минимального значения

Figure 00000003
на неустановившемся режиме к граничному
Figure 00000004
при неизменных параметрах перепускных и демпфирующих устройств.The ratio of the minimum value can serve as such a quantitative characteristic.
Figure 00000003
in transient mode to the boundary
Figure 00000004
with constant parameters of bypass and damping devices.

Целью изобретения является повышение надежности. The aim of the invention is to increase reliability.

Поставленная цель достигается тем, что настраивают регулятор сопла на максимально возможное предраскрытие Δ πт * сопла, при этом в процессе приемистости замеряют полное давление газа за турбиной двигателя и по измеренному давлению вычисляют минимальную степень понижения давления газа в сопле

Figure 00000005
, а запас аэродинамической устойчивости определяют по вычисленному параметру.This goal is achieved by setting the nozzle regulator to the maximum possible nozzle pre-opening Δ π t * , while in the process of pickup, the total gas pressure behind the engine turbine is measured and the minimum degree of decrease in gas pressure in the nozzle is calculated from the measured pressure
Figure 00000005
, and the aerodynamic stability margin is determined by the calculated parameter.

На фиг.1 показана система управления двигателем для осуществления данного способа; на фиг.2 - граница устойчивости сопла в зависимости от усилия в демпферах Fтр.Figure 1 shows the engine control system for implementing this method; figure 2 - the stability boundary of the nozzle depending on the force in the dampers F Tr .

Система управления двигателем 1 с регулируемым соплом 2 содержит регулятор 3 основного контура, регулятор 4 форсажа, регулятор 5 сопла, связь 6 между регуляторами 3 и 4, автономное управление, состоящее из ручек 7 и 8, манометр 9 и осциллограф 10. The engine management system 1 with an adjustable nozzle 2 contains a regulator 3 of the main circuit, a regulator 4 of afterburner, a regulator 5 of the nozzle, a connection 6 between the regulators 3 and 4, an autonomous control consisting of handles 7 and 8, a pressure gauge 9 and an oscilloscope 10.

Перед запуском двигателя 1 при испытании сопла 2 по данному способу отсоединяют связь 6 между регулятором 3 основного и регулятором 4 форсажного контуров двигателя и монтируют раздельное управление контурами с помощью ручек 7 и 8. Before starting the engine 1 when testing the nozzle 2 by this method, disconnect the connection 6 between the regulator 3 of the main and the regulator 4 of the afterburner circuits of the engine and mount separate control of the circuits using the handles 7 and 8.

Затем настраивают регулятор 5 сопла на максимально возможное предраскрытие πт *.Then adjust the nozzle regulator 5 to the maximum possible pre-opening π t * .

После запуска двигателя с помощью ручки 7 устанавливают режим работы газогенератора по давлению на входе в сопло с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике самолета (по манометру 9, установленному параллельно с осциллографом 10). After starting the engine with the help of knob 7, the operation mode of the gas generator is determined by the pressure at the inlet to the nozzle, taking into account the loss of full pressure in the air intake of the aircraft (according to a manometer 9 installed in parallel with the oscilloscope 10).

Затем перемещают ручку 8 управления форсажным контуром в положение полного форсажа в темпе приемистости, замеряя при этом полное давление за турбиной. По этому значению полного давления вычисляют минимальное значение степени понижения давления газа в сопле

Figure 00000006
.Then, the afterburner control handle 8 is moved to the full afterburner position at the acceleration rate, while measuring the total pressure behind the turbine. From this value of the total pressure, the minimum value of the degree of decrease in gas pressure in the nozzle is calculated
Figure 00000006
.

Figure 00000007
(на границе устойчивости сопла) находят по зависимости, изображенной на фиг.2 - для данного усилия в демпферах Fтр.
Figure 00000007
(at the stability boundary of the nozzle) are found from the dependence shown in figure 2 - for a given force in the dampers F Tr .

По этим данным определяют или относительный запас устойчивости

Figure 00000008
=
Figure 00000009
или коэффициент запаса Kус=
Figure 00000010
.Based on these data, either the relative stability margin is determined
Figure 00000008
=
Figure 00000009
or safety factor K us =
Figure 00000010
.

Определив по данному способу

Figure 00000011
и задавшись необходимым значением коэффициента Кус запаса устойчивости сопла, можно подобрать потребное усилие в демпфирующих устройствах.Determining by this method
Figure 00000011
and having asked the required value of the coefficient K usn the stability margin of the nozzle, you can choose the required force in the damping devices.

Предлагаемый способ позволяет повысить надежность и эффективность работы сопла путем уменьшения массы демпфирующих устройств и утечек через перепускные устройства. The proposed method improves the reliability and efficiency of the nozzle by reducing the mass of damping devices and leaks through the bypass device.

Claims (1)

СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ РЕГУЛИРУЕМОГО СОПЛА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ с автономными регуляторами форсажа и сопла путем установления режима работы газогенератора двигателя по давлению газа на входе в сопло с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике самолета с последующим изменением режима работы по приемистости и определением запаса аэродинамической устойчивости сопла, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности, настраивают регулятор сопла на максимально возможное предраскрытие Δ πт * сопла, при этом в процессе приемистости замеряют полное давление газа за турбиной двигателя и по измеренному давлению вычисляют минимальную степень понижения давления газа в сопле
Figure 00000012
, а запас аэродинамической устойчивости определяют по вычисленному параметру.METHOD FOR TESTING A REGULATED NOZZLE OF AERONAUTOUS GAS TURBINE ENGINE with autonomous boost and nozzle regulators by setting the operating mode of the engine gas generator by the gas pressure at the inlet to the nozzle, taking into account the total pressure loss in the air intake of the aircraft, followed by a change in the mode of operation of the injectivity and determining the nozzle stability that, in order to improve reliability, the nozzle controller is adapted to the maximum possible predraskrytie Δ π * r nozzle, wherein in protses e pickup measure the total gas pressure after the turbine engine using the measured pressure and calculated minimum degree of reduction of gas pressure in the nozzle
Figure 00000012
, and the aerodynamic stability margin is determined by the calculated parameter.
SU2863970 1980-01-03 1980-01-03 Method of testing controlled nozzle of aircraft gas-turbine engine RU862679C (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU2863970 RU862679C (en) 1980-01-03 1980-01-03 Method of testing controlled nozzle of aircraft gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU2863970 RU862679C (en) 1980-01-03 1980-01-03 Method of testing controlled nozzle of aircraft gas-turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU862679C true RU862679C (en) 1994-09-15

Family

ID=30439871

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU2863970 RU862679C (en) 1980-01-03 1980-01-03 Method of testing controlled nozzle of aircraft gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU862679C (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111289254A (en) * 2020-03-16 2020-06-16 四川航天中天动力装备有限责任公司 Afterburner flow resistance test system with engine as air source and afterburner flow resistance test method

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Теория ВРД. Под ред. С.М.Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1975, с.7. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111289254A (en) * 2020-03-16 2020-06-16 四川航天中天动力装备有限责任公司 Afterburner flow resistance test system with engine as air source and afterburner flow resistance test method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8087870B2 (en) Controlling operation of a compressor to avoid surge
US4622808A (en) Surge/stall cessation detection system
US5129221A (en) Gas turbine engine fuel control system with enhanced relight capability
JP3448099B2 (en) Gas turbine engine
CA1201188A (en) Adaptive gas turbine acceleration control
JPS61149530A (en) Bleed valve opening and closing apparatus of compressor
CN103080505A (en) Detection of the ingress of water or hail into a turbine engine
JPH0583741B2 (en)
US5596871A (en) Deceleration fuel control system for a turbine engine
EP2993309A1 (en) Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method
US5267435A (en) Thrust droop compensation method and system
JPS63150436A (en) Device and method of controlling gas turbine engine
EP2297442B1 (en) Method and apparatus for providing fuel to an aircraft engine
RU862679C (en) Method of testing controlled nozzle of aircraft gas-turbine engine
KR960003682B1 (en) Acceleration controller for a gas turbine engine
US3888078A (en) Governing device for a gas turbine system exemplified by a vehicular or aircraft engine
CN110160792B (en) Dynamic simulation test method for power system
US5402632A (en) Method of surge detection
CN115324742A (en) Self-adaptively adjusted boosting oil supply control method and device for turbofan engine
JPH0670380B2 (en) Combustion turbine fuel flow rate adjustment method and device, ignition temperature excess prevention method and device, and control method and device
RU2736403C1 (en) Turbojet engine control method
KR101757492B1 (en) Non-flame-out test for the combustion chamber of a turbine engine
RU2389008C1 (en) Tune-up method of gas turbine engine with augmentor
US5699267A (en) Hot gas expander power recovery and control
RU926996C (en) Method of inspecting aerodynamic stability of controlled nozzle of gas-turbine engine