Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Авторы патента:

F02C9/28 - системы регулирования, чувствительные к параметрам установки и окружающей среды, например к температуре, давлению, скорости ротора (F02C 9/30- F02C 9/38,F02C 9/44 имеют преимущество)

Владельцы патента RU 2779045:

Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") (RU)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает определение эксплуатационного диапазона частот вращения роторов с высоким уровнем вибраций корпусов. Для регулирования двигателя, снабженного поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления, предварительно на нескольких двигателях на базе ранее определенного диапазона частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления производят изменение угла установки поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления и определяют зависимость величины уровня вибраций корпусов двигателя от значения отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления, определяемого упомянутым углом. Выбирают значение отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления, при котором обеспечивается требуемое допустимое значение уровня вибраций корпусов. На основании полученных данных при отладке двигателя производят настройку угла установки входного направляющего аппарата компрессора высокого давления. Технический результат предлагаемого изобретения - снижение вибраций корпусов двигателя, снабженного поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления, во всем рабочем диапазоне, что ведет к повышению надежности работы двигателя и повышению безопасности полетов. 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).

Наиболее близким аналогом предлагаемого способа является известный из RU 2682226 С1, 15.03.2019 способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий определение эксплуатационной области частот вращения роторов с высоким уровнем вибраций корпусов. Согласно известному способу предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем вибраций корпусов, для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления. Известный способ не является оптимальным вследствие того, что режимы с повышенным уровнем вибраций корпусов исключаются из рабочего диапазона, что уменьшает рабочий диапазон и ограничивает функционал двигателя.

Технический результат предлагаемого изобретения - снижение вибраций корпусов двигателя, снабженного поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления, во всем рабочем диапазоне, что ведет к повышению надежности работы двигателя и повышению безопасности полетов.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем определение эксплуатационного диапазона частот вращения роторов с высоким уровнем вибраций корпусов, согласно предложению, для регулирования двигателя, снабженного поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления, предварительно на нескольких двигателях на базе ранее определенного диапазона частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления, производят изменение угла установки поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления и определяют зависимость величины уровня вибраций корпусов двигателя от значения отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления, определяемого углом, выбирают значение отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления, при котором обеспечивается требуемое допустимое значение уровня вибраций корпусов, и на основании полученных данных при отладке двигателя производят настройку угла установки входного направляющего аппарата компрессора высокого давления.

Способ реализуется следующим образом.

Предварительно на нескольких экземплярах двигателей, снабженных поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления, во всей эксплуатационной области определяют области частот вращения роторов высокого давления n2 и низкого давления n1 с высоким уровнем вибраций (см. фиг. 1). Затем определяют зависимость величины вибраций корпусов от отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления n2/n1 на соответствующих режимах, затем изменяют угол установки поворотного аппарата компрессора высокого давления α2 для снижения взаимного влияния роторов и снижения уровня вибраций корпусов (см. фиг. 2). Из полученных данных выбирают значение отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления n2/n1 и угла установки поворотного аппарата компрессора высокого давления α2, при котором обеспечивается требуемое допустимое значение уровня вибраций корпусов, и при дальнейших запусках производят настройку угла установки входного направляющего аппарата компрессора высокого давления в соответствии с полученным значением.

Пример осуществления способа.

Испытаниям подвергают репрезентативную группу из пяти ТРД, снабженных поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления.

Испытания проводят для всей области эксплуатации двигателя и определяют диапазоны частот вращения ротора высокого и низкого давления n2 и n1 с высоким уровнем вибраций корпусов. Угол установки поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления α2 составляет +4°.

По результатам испытаний строят зависимости уровня вибраций от отношений частот вращения роторов высокого и низкого давления. На фиг. 1 изображен спектр вибраций при частотах вращения ротора высокого и низкого давления 96,6/96,4.

Например, при соотношении частот вращения ротора высокого и низкого давления 96,6/96,4 наблюдается повышенный уровень вибраций с нероторной частотой 95 Гц и уровнем амплитуды 40 мм/с (см. фиг. 1). Перед повторным запуском производят изменение угла установки поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления α2 с+4° до значений 6°, определяя значения отношений частот вращения роторов высокого и низкого давления n2/n1, при котором минимально взаимное влияние роторов и обеспечивается требуемое значений уровня вибраций корпусов.

На фиг. 2 изображен спектр вибраций при частотах вращения ротора высокого и низкого давления 96,6/94,6. Например, при изменении отношений частот вращения роторов высокого и низкого давления до значения 96,6/94,6 нероторная частота исчезает из спектра, и общий уровень вибраций соответствует установленным нормам не более 40 мм/с (см. фиг. 2). Затем, при последующих запусках, устанавливают угол поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления α2=6°, при котором уровень вибраций не превышает установленные нормы.

Данная реализация способа позволяет снизить общий уровень вибраций без исключения из рабочего диапазона каких-либо режимов работы двигателя.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий определение эксплуатационного диапазона частот вращения роторов с высоким уровнем вибраций корпусов, отличающийся тем, что для регулирования двигателя, снабженного поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления, предварительно на нескольких двигателях на базе ранее определенного диапазона частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления производят изменение угла установки поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления и определяют зависимость величины уровня вибраций корпусов двигателя от значения отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления, определяемого упомянутым углом, выбирают значение отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления, при котором обеспечивается требуемое допустимое значение уровня вибраций корпусов, и на основании полученных данных при отладке двигателя производят настройку угла установки входного направляющего аппарата компрессора высокого давления.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС). Техническая проблема, решение которой обеспечивается при осуществлении заявленного способа управления, заключается в повышении надежности работы двигателя.

Способ управления газотурбинным двигателем // 2774564

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД. Способ управления газотурбинным двигателем заключается в том, что по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора.

Способ и система для управления системой сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель и способ производства системы управления для системы сгорания газотурбинного двигателя // 2755958

Изобретение относится к способу и системе управления системой сгорания газотурбинного двигателя (10). Газотурбинный двигатель (10) имеет камеру (28) сгорания с первичной зоной (110) сгорания, для которой условие в первичной зоне (110) сгорания определяется параметром управления первичной зоной.

Способ управления газотурбинным двигателем // 2755957

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к газотурбинным двигателям. Предложен способ управления газотурбинным двигателем (10), имеющим в осевом потоке последовательно компрессор (14), камеру (16) сгорания, турбину (18) компрессора и выхлопную трубу (30), и предпочтительно силовую турбину (19), расположенную между турбиной (18) и выхлопной трубой (30), причем силовая турбина (9) соединяется с валом (28) для приведения в движение нагрузки (26).

Способ управления газовой турбиной, контроллер для газовой турбины, газовая турбина и машиночитаемый носитель данных // 2754621

Предлагается контроллер (700) для газовой турбины (100). Газовая турбина (100) содержит компрессор (101), выполненный с возможностью работы на частоте вращения, камеру (102) сгорания и средство (127) подачи топлива, содержащее средство подачи первого топлива и средство подачи второго топлива, при этом компрессор (101) выполнен с возможностью предоставления воздуха в камеру (102) сгорания с массовым расходом воздуха в установившемся состоянии, причем средство (127) подачи топлива выполнено с возможностью подачи топлива с массовым расходом топлива в камеру (102) сгорания.

Система регулирования подачи топлива в форсажную камеру турбореактивного двигателя // 2752332

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к системам регулирования подачи топлива в форсажные камеры авиационных турбореактивных двигателей (ТРДФ и ТРДДФ). Задачей изобретения является обеспечение качественного и равномерного распыливания форсажного топлива для улучшения управления двигателем и повышения устойчивости работы двигателя на форсажных режимах.

Усовершенствованный способ регулирования контура питания // 2747544

Изобретение относится к способу регулирования контура питания, содержащего по меньшей мере первый насос и входной трубопровод, ведущий к первому насосу, включающий этапы, на которых определяют во входном трубопроводе содержание газа в потоке, питающем первый насос, и, если значение содержания газа во входном трубопроводе, определенное на этапе определения, превышает или равно заранее определенному пороговому значению, изменяют расход потока, питающего первый насос.

Газотурбинный двигатель и способ регулирования // 2745185

Создан способ управления газотурбинным двигателем (10), имеющим в осевом потоке последовательно компрессор (14), камеру (16) сгорания, турбину (18) компрессора и выхлопную трубу (30), причем газовая турбина может работать в, по меньшей мере, диапазоне высокой выходной мощности, диапазоне умеренно высокой выходной мощности, диапазоне умеренной выходной мощности, диапазоне умеренной низкой мощности и диапазоне низкой выходной мощности.

Способ анализа для газовой турбины // 2745051

Изобретение может быть использовано в газовых турбинах. Способ анализа предназначен для газовой турбины, содержащей множество камер сгорания для воспламенения газа.

Отказобезопасная электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя // 2744587

Изобретение может быть использовано в газотурбинном двигателестроении, в частности в системах автоматического управления реверсивными устройствами авиационных газотурбинных двигателей. Отказобезопасная электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя содержит электронный регулятор (3) двигателя, электронный блок (4) управления реверсивным устройством по меньшей мере два электромеханических привода (5.1), (5.2), два комплекта датчиков (5.3), (5.4) и дублированные электрические линии связи.