RU2592360C2

RU2592360C2 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Info

Publication number: RU2592360C2
Application number: RU2014147840/06A
Authority: RU
Inventors: Алексей Валерьевич Белов; Андрей Леонидович Киселёв; Виктор Викторович Куприк
Original assignee: Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО; Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой"
Priority date: 2014-11-27
Filing date: 2014-11-27
Publication date: 2016-07-20
Also published as: RU2014147840A

Abstract

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД. При осуществлении способа дополнительно ограничивают максимальное значение давления в камере сгорания до Р_к. _огр, величину которого определяют для каждого конкретного двигателя по значению полного давления за компрессором, измеренного при стендовых испытаниях двигателя в реальных атмосферных условиях, для чего предварительно устанавливают значение давления Р_{к. огр. предв,} измеряют при этом режиме полное давление за компрессором Р*_к. _изм и давление в камере сгорания Р_к, а величину ограничения максимального значения давления в камере сгорания определяют по следующей зависимости: P_{к. огр}=P_к+(P_{пред. доп}-P*_{к. изм}), где Р_{пред. доп} - предельно допустимое значение давления в камере сгорания. Осуществление способа позволяет обеспечить безопасную эксплуатацию двигателя на всех режимах его работы.

Description

Изобретение относится к способам регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД), а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД.

Известен способ регулирования авиационного ТРД, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя. Возможен комбинированный закон управления двухвального газогенератора, сформированный с учетом эксплуатационных ограничений для максимального режима его работы (см. Ю.Н. Нечаев. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. М.: Машиностроение, 1995, стр. 253).

Данный способ не является оптимальным с точки зрения безопасности эксплуатации ТРД в силу того, что он обеспечивает безопасную работу роторов высокого и низкого давления, но не обеспечивает безопасную эксплуатацию камеры сгорания двигателя.

Задача изобретения заключается в повышении безопасности эксплуатации ТРД на всех режимах его работы.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращеня роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, согласно изобретению дополнительно ограничивают максимальное значение давления в камере сгорания до Р_{к. огр}, величину которого определяют для каждого конкретного двигателя по значению полного давления за компрессором, измеренного при стендовых испытаниях двигателя в реальных атмосферных условиях, для чего предварительно устанавливают значение давления Р_{к. огр. предв} ниже значения полного давления за компрессором на максимальном режиме, выводят двигатель по частоте вращения с режима малого газа до наступления ограничения режима работы двигателя до Р _{к. огр. предв}, измеряют при этом режиме полное давление за компрессором Р*_{к. изм} и давление в камере сгорания Р_к, а величину ограничения максимального значения давления в камере сгорания определяют по следующей зависимости:

P_{к. огр}=P_к+(P_{пред. доп}-P*_{к. изм}),

где Р_{пред. доп} - предельно допустимое значение давления в камере сгорания, и вводят ее в регулятор двигателя.

Сущность изобретения заключается в обеспечении безопасности эксплуатации авиационного ТРД путем дополнительного ограничения максимального давления в камере сгорания Р_к. _огр.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуют следующим образом.

При проведении испытаний на наземном стенде на режиме "малый газ" в регуляторе двигателя задают предварительную настройку ограничителя Р_{к. огр. предв} на 1,5 кг/см² ниже значения полного давления за компрессором на максимальном режиме при конкретных атмосферных условиях. Например, на максимальном режиме при конкретных атмосферных условиях полное давление за компрессором составляет 19 кг/см². Вводят в регулятор величину P_{к. огр. предв}=19-1,5=17,5 кг/см².

Далее плавным повышением режима работы двигателя выводят его до наступления ограничения режима работы двигателя. На данном режиме измеряют полное давление за компрессором Р*_{к. изм}=19 и давление Р_к=18,5 по датчику регулятора двигателя. Далее по формуле

P_{к. огр}=P_к+(P_{пред. доп}-P*_{к. изм})=18,5+(38-19)=37,5 кг/см² определяют величину настройки ограничителя максимального давления в камере сгорания и вводят ее в регулятор двигателя.

Осуществление изобретения обеспечит повышение надежности работы авиационного ТРД.

Claims

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, отличающийся тем, что дополнительно ограничивают максимальное значение давления в камере сгорания до P_{к. огр}, величину которого определяют для каждого конкретного двигателя по значению полного давления за компрессором, измеренного при стендовых испытаниях двигателя в реальных атмосферных условиях, для чего предварительно устанавливают значение давления P_{к. огр. предв} ниже значения полного давления за компрессором на максимальном режиме, выводят двигатель по частоте вращения с режима малого газа до наступления ограничения режима работы двигателя до P_{к. огр. предв}, измеряют при этом режиме полное давление за компрессором P*_{к. изм} и давление в камере сгорания P_к, а величину ограничения максимального значения давления в камере сгорания определяют по следующей зависимости:
P_{к. огр}=P_к+(P_{пред. доп}-P*_{к. изм}),
где P_{пред. доп} - предельно допустимое значение давления в камере сгорания.