RU2221157C1 - Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) с большой степенью двухконтурности и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) с большой степенью двухконтурности и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2221157C1 RU2221157C1 RU2003102516/06A RU2003102516A RU2221157C1 RU 2221157 C1 RU2221157 C1 RU 2221157C1 RU 2003102516/06 A RU2003102516/06 A RU 2003102516/06A RU 2003102516 A RU2003102516 A RU 2003102516A RU 2221157 C1 RU2221157 C1 RU 2221157C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- starting
- fan
- unit
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и устройство для его осуществления относится к авиадвигателестроению. Задачей предлагаемого технического решения является исключение условий возникновения ненормальной работы двигателей при запуске. Технический результат достигается тем, что перед запуском двигателя определяют частоту вращения вентилятора, сравнивают полученные результаты с контрольными величинами, перекрывают проточную часть двигателя реверсным устройством и, когда частота вращения вентилятора станет меньше заданной контрольной величины, включают систему запуска двигателя, при этом система запуска двигателя снабжена логическим блоком, который сравнивает величину обратной частоты вращения с контрольной величиной и вырабатывает управляющие сигналы в соответствии с заложенным логическим алгоритмом, и блоком определения частоты и направления вращения вентилятора, причем эти блоки соединены с бортовой ЭВМ, а когда запуск двигателя достиг завершающей фазы после подачи пускового топлива, реверсное устройство переводят в маршевое положение. Применение предлагаемого способа запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и устройство для его осуществления позволяют снять ограничения на величину ветра, дующего сзади, исключить задержки рейсов и досрочные съемы двигателей с самолета по причине возникновения газодинамической неустойчивости при запуске двигателей. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения.
Проблема запуска двигателей при ветре сзади актуальна для всех типов ТРДД с большой степенью двухконтурности, особенно двухвальных. Это связано с тем, что в процессе запуска в этих условиях часто происходит нарушение газодинамической устойчивости двигателя, вызывающее повышение температуры газов перед турбиной и, как следствие, прекращение запуска, задержку рейса, а нередко и досрочный съем двигателя с самолета.
Эта проблема обусловлена тем, что при ветре сзади вентилятор начинает работать как турбина и раскручивает ротор низкого давления в направлении, противоположном расчетному направлению вращения. Частота противоположного вращения определяется скоростью ветра.
При противоположном вращении турбина низкого давления (ТНД) работает на компрессорном режиме (Труды американского общества инженеров-механиков, "Энергетические машины и установки", том 100, 1, 1978, стр.26-34, Баммерт, Ценер, "Экспериментальное определение характеристик воздушной турбины при положительных и отрицательных скоростях вращения (в четырех квадрантах)"). ТНД засасывает воздух из сопла и нагнетает его в камеру сгорания. Это приводит к возникновению "обратного" перепада давления на турбине газогенератора. Поэтому при запуске двигателя в условиях ветра сзади фактическая линия запуска после розжига камеры сгорания протекает выше расчетной. Запасы устойчивой работы уменьшаются и при некоторой критической величине скорости ветра сзади исчезают полностью - происходит нарушение газодинамической устойчивости.
Увеличение запасов устойчивости компрессора высокого давления (КВД) на режимах запуска перепрофилированием лопаточных венцов компрессора, дополнительным выпуском воздуха из промежуточных ступеней КВД или дополнительным регулированием с помощью поворотных лопаток направляющих аппаратов КВД, а также увеличение располагаемой мощности пускового устройства не решает этой проблемы. Поэтому при эксплуатации двигателей на самолете накладываются ограничения на величину скорости ветра, дующего сзади, при которой разрешен запуск двигателя.
Известно "Руководство по технической эксплуатации на двигатель ПС-90А, 94-00-807 РЭ, 1990 г., книга 1, раздел 072.00.00, пункт 5.31.2, стр.38", где даются указания, что запуск двигателя разрешен, если попутная составляющая ветра не превышает 5 м/с, а работа двигателя на месте допускается при скорости ветра, не превышающей значений:
боковая составляющая - 15 м/с
попутная составляющая - 5 м/с
Поэтому при ветре, превышающем указанные ограничения, работа двигателя не допускается, поскольку возможен срыв вентилятора, переходящий в помпаж, а невыполнение этих ограничений приводит к нарушению газодинамической устойчивости двигателей и, как правило, досрочному съему их с самолета.
боковая составляющая - 15 м/с
попутная составляющая - 5 м/с
Поэтому при ветре, превышающем указанные ограничения, работа двигателя не допускается, поскольку возможен срыв вентилятора, переходящий в помпаж, а невыполнение этих ограничений приводит к нарушению газодинамической устойчивости двигателей и, как правило, досрочному съему их с самолета.
Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является "Система оповещения о ненормальном запуске авиационных двигателей", патент США 4.908.618 от 13 марта 1990 г., кл. 340/945, которая предупреждает экипаж самолета о ненормальной работе двигателя в области ниже малого газа. Работа системы основана на использовании параметров, характеризующих работу авиационных двигателей: температура газов за турбиной, частота вращения ротора, температура воздуха, приведенная скорость воздуха относительно самолета.
Недостатком данной системы является то, что она регистрирует ненормальную работу двигателя как уже свершившийся факт и информирует об этом экипаж самолета.
Задачей предлагаемого технического решения является исключение условий возникновения ненормальной работы двигателей при запуске.
Технический результат достигается тем, что в способе запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, при котором включают систему запуска двигателя, перед запуском двигателя при ветре, дующем сзади, определяют частоту вращения вентилятора и направление его вращения, сравнивают с контрольными величинами, перекрывают проточную часть двигателя реверсным устройством и при достижении частоты вращения вентилятора допустимой величины включают систему запуска двигателя, а когда запуск двигателя достиг завершающей фазы после подачи пускового топлива, реверсное устройство переводят в маршевое положение, а также тем, что устройство для запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, содержащее систему запуска двигателя, снабжено логическим блоком и блоком определения частоты и направления вращения вентилятора, при этом блок определения частоты и направления вращения вентилятора содержит первый формирователь единичных импульсов, второй формирователь единичных импульсов, первый счетчик последовательности импульсов, второй счетчик последовательности импульсов, генератор импульсов высокой частоты, блок сравнения и блок отношения, а логический блок и блок определения частоты и направления вращения вентилятора соединены с бортовой ЭВМ.
На фиг.1 приведена схема устройства запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и алгоритм выработки команд.
На фиг. 2 приведена схема блока определения частоты и направления вращения вентилятора.
Устройство запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и алгоритм выработки команд на фиг.1 состоит из блока 1 определения частоты и направления вращения вентилятора и логического блока 2, который сравнивает величину частоты обратного направления вращения вентилятора с контрольной величиной и вырабатывает управляющие сигналы в соответствии с заложенным логическим алгоритмом:
- если направление вращения вентилятора расчетное или величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении меньше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на включение системы запуска двигателя;
- если величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении больше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал для установки реверсного устройства в рабочее положение;
- если реверсное устройство установлено в рабочее положение и величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении меньше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на включение системы запуска двигателя;
- если реверсное устройство установлено в рабочее положение и запуск двигателя достиг завершающей фазы после подачи пускового топлива, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на перекладку реверсного устройства в маршевое положение.
- если направление вращения вентилятора расчетное или величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении меньше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на включение системы запуска двигателя;
- если величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении больше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал для установки реверсного устройства в рабочее положение;
- если реверсное устройство установлено в рабочее положение и величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении меньше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на включение системы запуска двигателя;
- если реверсное устройство установлено в рабочее положение и запуск двигателя достиг завершающей фазы после подачи пускового топлива, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на перекладку реверсного устройства в маршевое положение.
Блок 1 определения частоты и направления вращения вентилятора на фиг.2 содержит первый формирователь 3 единичных импульсов, второй формирователь 4 единичных импульсов, первый счетчик 5 импульсов высокой частоты, второй счетчик 6 импульсов высокой частоты, генератор 7 импульсов высокой частоты, блок 8 сравнения, блок 9 отношения.
При этом формирователи 3 и 4 единичных импульсов располагаются на вентиляторе так, чтобы импульс, генерируемый вторым формирователем 4 импульсов, формировался, когда при расчетном направлении вращения вентилятор поворачивается на угол менее 180o после импульса, сформированного первым формирователем 3 единичных импульсов. Первый формирователь 3 единичных импульсов включает в работу два счетчика 5 и 6 импульсов, на входы которых подается непрерывная последовательность импульсов от генератора 7 высокой частоты. Второй формирователь 4 единичных импульсов выключает второй счетчик 6 импульсов. Повторный импульс от первого формирователя 3 единичных импульсов выключает первый счетчик 5 импульсов. После выключения обоих счетчиков 5 и 6 импульсов результирующая величина количества импульсов со счетчика 5 подается на блок 8 сравнения и на блок 9 отношения, а результирующая величина количества импульсов со счетчика 6 подается на блок 9 отношения. Блок 8 сравнения сравнивает величину частоты противоположного направления с контрольной величиной. Блок 9 отношения делит количество импульсов, зарегистрированных счетчиком 6, на количество импульсов, зарегистрированных счетчиком 5. Величина отношения сигналов менее 0,5 свидетельствует о расчетном направлении вращения вентилятора, а более 0,5 - о противоположном направлении вращения вентилятора. Сигналы с блока 8 сравнения и блока 9 отношения далее поступают на логический блок 2, который сравнивает величину обратной частоты вращения вентилятора с контрольной величиной и вырабатывает управляющие сигналы в соответствии с заложенным логическим алгоритмом.
Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, осуществляют следующим образом.
Сначала определяют частоту и направление вращения вентилятора, вызванное ветром, затем реверсным устройством перекрывают проточную часть двигателя, таким образом, реверсное устройство препятствует противоположному направлению вращения вентилятора и появлению "обратного" перепада на турбине газогенератора при любом направлении ветра. После того, как частота вращения вентилятора в направлении, противоположном эксплуатационному направлению вращения, станет меньше заданной контрольной величины, производится запуск двигателя. И когда запуск двигателя достиг завершающей фазы, после подачи пускового топлива, осуществляется перекладка реверсного устройства в маршевое положение.
Таким образом, предлагаемые способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и устройство для его осуществления позволяют снять ограничения на величину ветра, дующего сзади, исключить задержки рейсов и досрочные съемы двигателей с самолета по причине возникновения газодинамической неустойчивости при запуске двигателей.
Claims (3)
1. Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, при котором включают систему запуска двигателя, отличающийся тем, что перед запуском двигателя при ветре, дующем сзади, определяют частоту вращения вентилятора и направление его вращения, сравнивают с контрольными величинами, перекрывают проточную часть двигателя реверсным устройством, и при достижении частоты вращения вентилятора допустимой величины включают систему запуска двигателя, а когда запуск двигателя достиг завершающей фазы, после подачи пускового топлива, реверсивное устройство переводят в маршевое положение.
2. Устройство для запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, содержащее систему запуска двигателя, отличающееся тем, что оно снабжено логическим блоком и блоком определения частоты и направления вращения вентилятора, при этом блок определения частоты и направления вращения вентилятора содержит первый формирователь единичных импульсов, второй формирователь единичных импульсов, первый счетчик последовательности импульсов, второй счетчик последовательности импульсов, генератор импульсов высокой частоты, блок сравнения и блок отношения.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что логический блок и блок определения частоты и направления вращения вентилятора соединены с бортовой ЭВМ.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003102516/06A RU2221157C1 (ru) | 2003-01-31 | 2003-01-31 | Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) с большой степенью двухконтурности и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003102516/06A RU2221157C1 (ru) | 2003-01-31 | 2003-01-31 | Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) с большой степенью двухконтурности и устройство для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2221157C1 true RU2221157C1 (ru) | 2004-01-10 |
Family
ID=32091895
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003102516/06A RU2221157C1 (ru) | 2003-01-31 | 2003-01-31 | Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) с большой степенью двухконтурности и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2221157C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451278C1 (ru) * | 2011-03-16 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель и способ испытания турбореактивного двигателя |
| RU2459099C1 (ru) * | 2011-03-16 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель |
| FR3097897A1 (fr) * | 2019-06-28 | 2021-01-01 | Safran Aircraft Engines | Procédé et système de régulation pour le démarrage au sol d’un turboréacteur à double flux d’un aéronef en présence de vent arrière |
-
2003
- 2003-01-31 RU RU2003102516/06A patent/RU2221157C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451278C1 (ru) * | 2011-03-16 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель и способ испытания турбореактивного двигателя |
| RU2459099C1 (ru) * | 2011-03-16 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель |
| FR3097897A1 (fr) * | 2019-06-28 | 2021-01-01 | Safran Aircraft Engines | Procédé et système de régulation pour le démarrage au sol d’un turboréacteur à double flux d’un aéronef en présence de vent arrière |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1252424B1 (en) | Method of operating a variable cycle gas turbine engine | |
| US8282337B2 (en) | Instability mitigation system using stator plasma actuators | |
| US8282336B2 (en) | Instability mitigation system | |
| US8348592B2 (en) | Instability mitigation system using rotor plasma actuators | |
| US6513333B2 (en) | Surge detection system of gas turbine aeroengine | |
| CA2503098C (en) | Control system for gas-turbine engine | |
| US20220063826A1 (en) | In-flight hybrid electric engine shutdown | |
| US20090169363A1 (en) | Plasma Enhanced Stator | |
| US20090169356A1 (en) | Plasma Enhanced Compression System | |
| US20100047055A1 (en) | Plasma Enhanced Rotor | |
| JP2016205371A (ja) | 航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置 | |
| JP2005291070A (ja) | ガスタービン・エンジンの制御装置 | |
| JP6633962B2 (ja) | 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 | |
| RU2221157C1 (ru) | Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) с большой степенью двухконтурности и устройство для его осуществления | |
| JP4705732B2 (ja) | 航空機用ガスタービン・エンジンのサージ検出装置 | |
| RU2255247C1 (ru) | Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя | |
| RU2316678C1 (ru) | Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске | |
| RU2310100C2 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора | |
| US11391288B2 (en) | System and method for operating a compressor assembly | |
| RU108496U1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| RU2459099C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| EP3812566A1 (en) | Active stability control of compression systems utilizing electric machines | |
| Wadia et al. | Compressor stability management in aircraft engines | |
| JPH06129263A (ja) | ガスタービンエンジンの制御方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090201 |