Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей, а именно турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) с изменяемой площадью выходного устройства. При осуществлении способа предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства, с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель Gв и степень повышения давления в компрессоре низкого давления π_кнд и определяют величину π_кнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, а при отладке конкретного двигателя производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины π_кнд/Gв, не превышающей предельно допустимую. Осуществление способа позволяет обеспечить потребные запасы устойчивой работы двигателя во всем диапазоне рабочих оборотов. 1 ил.

 

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей, а именно турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД).

Известен способ регулирования авиационного ТРДД, 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., стр. 272, 273).

Данный способ регулирования авиационного ТРДД не является оптимальным в силу того, что он не обеспечивает потребных запасов устойчивой работы двигателя.

Задача изобретения заключается в обеспечении потребных запасов устойчивой работы двигателя.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования авиационного ТРДД, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, согласно изобретению предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на этих оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель (Gв) и степень повышения давления в компрессоре низкого давления π_кнд и определяют величину π_кнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя. При отладке конкретного двигателя сначала определяют текущее (фактическое) значение π_кнд/Gв, затем производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины π_кнд/Gв, не превышающей предельно допустимую.

Сущность изобретения заключается в обеспечении безопасности эксплуатации авиационной техники путем настройки величины π_кнд/Gв, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя.

На приведенном графике показана зависимость положения инцептора Ни от частоты вращения ротора низкого давления n и площади выходного устройства Fpc.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуется следующим образом. Проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства Fpc=0,283, 0,298, 0,308 с доведением до помпажа в диапазоне частот вращения ротора низкого давления (РНД) n=20-100% при помощи интерцептора, при этом фиксируют положение интерцептора (Ни), при котором произошел срыв. Затем строят зависимость (Ни) от частоты вращения РНД n и Fpc (см. график) и определяют частоту вращения РНД с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя n=70%. Затем определяют минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости (Fpc=0,298).

Далее при частоте вращения с наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя n=70% и площадью выходного устройства Fpc=0,298, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, фиксируют суммарный расход воздуха (Gв=60 кг/с) и степень повышения давления в компрессоре низкого давления (π_кнд=1,86) и определяют величину π_кнд/Gв=0,031, которую принимают за предельно допустимую величину, тем самым обеспечивая потребные запасы устойчивой работы двигателя.

Использование данного способа позволяет обеспечить потребные запасы устойчивой работы двигателя во всем диапазоне рабочих оборотов.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя с изменяемой площадью выходного устройства, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, отличающийся тем, что предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными площадями выходного устройства с доведением до помпажа в диапазоне рабочих частот вращения ротора низкого давления при помощи интерцептора, затем определяют частоты вращения ротора низкого давления наименьшими запасами газодинамической устойчивости работы двигателя и определяют на них минимально возможную площадь выходного устройства, при которой обеспечиваются требуемые запасы устойчивости, затем на оборотах с минимальной площадью выходного устройства фиксируют расход воздуха через двигатель Gв и степень повышения давления в компрессоре низкого давления π_кнд и определяют величину π_кнд/Gв, которую принимают за предельно допустимую величину, а при отладке конкретного двигателя производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины π_кнд/Gв, не превышающей предельно допустимую.