RU2592562C1 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя - Google Patents
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2592562C1 RU2592562C1 RU2015131046/06A RU2015131046A RU2592562C1 RU 2592562 C1 RU2592562 C1 RU 2592562C1 RU 2015131046/06 A RU2015131046/06 A RU 2015131046/06A RU 2015131046 A RU2015131046 A RU 2015131046A RU 2592562 C1 RU2592562 C1 RU 2592562C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel consumption
- afterburner
- engine
- thrust
- collectors
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает управление суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измерение значения тяги и определения удельного расхода топлива, построение зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и установление соотношения топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающего минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя на форсированном сверхзвуковом режиме, режимах перегона самолета, а также увеличить дальность и продолжительность полета самолета. 1 табл., 4 ил.
Description
Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.
Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий в себя поддержание суммарного расхода топлива через топливные коллекторы форсажной камеры в зависимости от давления за компрессором на максимальном форсированном режиме работы двигателя (Ю.Н. Нечаев «Законы управления и характеристики авиационных силовых установок», Москва, Машиностроение, 1995, с. 287-288).
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является известный способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, где по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем (РУД) и расходу топлива в основную камеру сгорания управляют расходом топлива в форсажной камере сгорания. Дополнительно на установившихся форсажных режимах измеряют давление и температуру газов в форсажной камере сгорания, подают возрастающее по частоте пульсирующее воздействие на расход воздуха через двигатель с помощью направляющих аппаратов компрессора и створок реактивного сопла двигателя. В момент увеличения полноты сгорания форсажного топлива, определяемый по скачкообразному росту давления и температуры газов в форсажной камере сгорания, фиксируют частоту пульсирующего воздействия на расход воздуха через двигатель и уменьшают расход форсажного топлива до тех пор, пока температура газов в форсажной камере сгорания не снизится до исходной /RU 2386837 C2, Открытое акционерное общество "СТАР", 20.04.2010/.
Данный способ не является оптимальным во всей области эксплуатации газотурбинного двигателя в силу того, что он не обеспечивает наибольшую дальность полета на форсированном сверхзвуковом режиме полета самолета (режимах перегона).
Задача изобретения заключается в повышении экономичности двигателя на форсированном сверхзвуковом режиме, режимах перегона самолета, а также в увеличении дальности и продолжительности полета самолета.
Ожидаемый технический результат заключается в снижении расхода топлива и увеличении дальности полета.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что управляют суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, по предложению проводят измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измеряют значения тяги и определяют удельный расход топлива, после чего строят зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и устанавливают соотношение топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающее минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги.
Способ согласно изобретению иллюстрируется рисунками 1-4. На рис. 1 и 2 представлены графики, отражающие зависимость Gт.ф1/Р*к от Тв для 1 форсажного коллектора и Gт.ф2/Р*к от Тв для 2 форсажного коллектора соответственно. На рис. 3 представлен график, отражающий зависимость удельного расхода топлива (CR) от тяги (R). На рис. 4 схематично представлена система управления ТРД.
Gт.ф1 - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры;
Gт.ф2 - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры;
Р*к - измеренное давление воздуха за компрессором двигателя;
Тв - измеренная температура воздуха на входе в двигатель;
CR - удельный расход топлива;
R - тяга.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуется следующим образом. При проведении испытаний на стенде с имитацией полетных условий в регулятор двигателя задают предварительно сформированные алгоритмы управления подачей топлива для 1 и 2 форсажных коллекторов при поддержании суммарного расхода топлива в зависимости от степени повышения давления за компрессором. По измеренным расходам топлива через 1 и 2 коллекторы форсажной камеры, давлению воздуха за компрессором двигателя и температуре воздуха на входе в двигатель строят зависимости Gт.ф./Р*к от Тв.
Рассмотрим графики, представленные на рис. 1 (зависимость Gт.ф1/Р*к от Тв для 1 форсажного коллектора) и рис. 2 (Gт.ф2/Р*к от Тв для второго форсажного коллектора).
кривая 1 - штатный 1 алгоритм управления, обеспечивающий заданные тяговые характеристики (расход топлива в первом и втором коллекторах форсажной камеры одинаковый, т.е. на первый и второй коллекторы подают по 50% от суммарного расхода топлива);
кривая 2 - дополнительный 2 алгоритм управления подачей топлива (на первый коллектор подают 40% от суммарного расхода топлива, а на второй - 60% от суммарного расхода топлива);
кривая 3 - дополнительный 3 алгоритм управления подачей топлива (на первый коллектор подают 60% от суммарного расхода топлива, а на второй - 40% от суммарного расхода топлива).
Суммарный расход топлива через 1 и 2 топливный коллекторы форсажной камеры постоянен, что можно выразить следующими уравнениями:
Gт.ф1 по 1 алг. - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по первому алгоритму управления,
Gт.ф2 по 1 алг - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по первому алгоритму управления,
Gт.ф1 по 2 алг. - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по второму алгоритму управления,
Gт.ф2 по 2 алг. - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по второму алгоритму управления,
Gт.ф1 по 3 алг.- - расход топлива через 1 топливный коллектор форсажной камеры по третьему алгоритму управления,
Gт.ф2 по 3 алг. - расход топлива через 2 топливный коллектор форсажной камеры по третьему алгоритму управления.
Для каждого алгоритма управления при требуемых условиях полета выполняют измерения тяги (R) и суммарного расхода топлива (Gт.ф), после чего определяют удельный расход топлива CR=Gт.ф/R и строят зависимость CR=f(R) (рис. 3), где
CR - удельный расход топлива;
R - тяга;
кривая 1 - зависимость CR=f(R) для 1 алгоритма управления (штатного);
кривая 2 - зависимость CR=f(R) для 2 алгоритма управления;
кривая 3 - зависимость CR=f(R) для 3 алгоритма управления.
По заданному значению тяги определяют наименьший удельный расход топлива CR и соответствующий данному расходу алгоритм управления поддержания заданного перепада давления на турбинах. Алгоритм управления с наименьшим удельным расходом топлива вводят в регулятор двигателя. В соответствии с выбранным алгоритмом управления расход топлива, подаваемого в первый и второй коллекторы, может быть разным.
Система управления ТРД (рис. 4) включает: ТРД 1 как объект управления, датчик 2 расхода топлива, характеризующий подачу топлива в 1 форсажный коллектор, датчик 3 расхода топлива, характеризующий подачу топлива во 2 форсажный коллектор, датчик 4 давления воздуха за компрессором, датчик 5 температуры воздуха на входе в двигатель, датчик 6 тяги, программный блок 7 управления ТРД.
В таблице 1 отражены удельные расходы топлива CR для алгоритмов управления 1-3 при заданных значениях тяги R=2000 кгс, R=3500 кгс, R=4500 кгс.
Пример 1.
На рис. 3 видно, что при заданном значении тяги R=3500 кгс, соответствующем крейсерскому режиму - режиму максимальной дальности и продолжительности полета, наименьший удельный расход топлива CR=1,260 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива CR на 8% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 8%.
Пример 2.
При заданном значении тяги R=2000 кгс (рис. 3) наименьший удельный расход топлива CR=1,515 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива CR на 6% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 6%.
Пример 3.
При заданном значении тяги R=4500 кгс (рис. 3) наименьший удельный расход топлива CR=1,365 кг/ч кгс, что соответствует 3 алгоритму управления подачей топлива. Переход с штатного алгоритма управления 1 на алгоритм управления 3 дает снижение удельного расхода топлива CR на 7% и, следовательно, увеличение дальности и продолжительности полета на эту же величину - 7%.
Claims (1)
- Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий управление суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, отличающийся тем, что проводят измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измеряют значения тяги и определяют удельный расход топлива, после чего строят зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и устанавливают соотношение топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающее минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015131046/06A RU2592562C1 (ru) | 2015-07-27 | 2015-07-27 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015131046/06A RU2592562C1 (ru) | 2015-07-27 | 2015-07-27 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2592562C1 true RU2592562C1 (ru) | 2016-07-27 |
Family
ID=56556932
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015131046/06A RU2592562C1 (ru) | 2015-07-27 | 2015-07-27 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2592562C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2678237C1 (ru) * | 2017-11-17 | 2019-01-24 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ эксплуатации турбореактивного двигателя |
RU2682226C1 (ru) * | 2018-01-30 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
RU2779045C1 (ru) * | 2021-12-24 | 2022-08-31 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2272783A (en) * | 1992-11-20 | 1994-05-25 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine control system. |
RU2258149C1 (ru) * | 2004-03-12 | 2005-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ управления подачей топлива в форсажную камеру |
RU2315883C1 (ru) * | 2006-06-07 | 2008-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ управления подачей топлива в форсажную камеру газотурбинного двигателя |
RU2386837C2 (ru) * | 2008-04-29 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания |
US20110016876A1 (en) * | 2009-07-21 | 2011-01-27 | Alstom Technology Ltd | Method for the control of gas turbine engines |
RU2438031C2 (ru) * | 2009-02-27 | 2011-12-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в форсажную камеру сгорания газотурбинного двигателя |
-
2015
- 2015-07-27 RU RU2015131046/06A patent/RU2592562C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2272783A (en) * | 1992-11-20 | 1994-05-25 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine control system. |
RU2258149C1 (ru) * | 2004-03-12 | 2005-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ управления подачей топлива в форсажную камеру |
RU2315883C1 (ru) * | 2006-06-07 | 2008-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ управления подачей топлива в форсажную камеру газотурбинного двигателя |
RU2386837C2 (ru) * | 2008-04-29 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания |
RU2438031C2 (ru) * | 2009-02-27 | 2011-12-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в форсажную камеру сгорания газотурбинного двигателя |
US20110016876A1 (en) * | 2009-07-21 | 2011-01-27 | Alstom Technology Ltd | Method for the control of gas turbine engines |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2678237C1 (ru) * | 2017-11-17 | 2019-01-24 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ эксплуатации турбореактивного двигателя |
RU2682226C1 (ru) * | 2018-01-30 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
RU2779045C1 (ru) * | 2021-12-24 | 2022-08-31 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10794286B2 (en) | Method and system for modulated turbine cooling as a function of engine health | |
CN106321252B (zh) | 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和*** | |
CN101881221B (zh) | 用于检测燃气涡轮发动机回火的方法和*** | |
EP2282016A2 (en) | Turbofan temperature control with variable area nozzle | |
CN109028149B (zh) | 可变几何形状的旋转爆震燃烧器及其操作方法 | |
EP3023617A1 (en) | Gas turbine engine with adjustable flow path geometry and method of operating | |
EP2479498A3 (en) | Gas turbine combustor and method for operating | |
KR20100074026A (ko) | 펄스 폭발 연소기-기반형 하이브리드 엔진 및 그 제어 시스템 | |
CN103334838A (zh) | 一种航空燃气涡轮发动机起动点火供油方法 | |
RU2383001C1 (ru) | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой | |
RU2592562C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
RU2438031C2 (ru) | Способ управления расходом топлива в форсажную камеру сгорания газотурбинного двигателя | |
Kaemming et al. | Quantification of the loss mechanisms of a ram rotating detonation engine | |
RU2578780C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
RU2008126612A (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания | |
RU2649715C1 (ru) | Способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков | |
US10060363B2 (en) | Thermal power measurement | |
RU2464437C1 (ru) | Способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой | |
RU2665567C1 (ru) | Способ управления форсажной камерой сгорания | |
US10746090B2 (en) | High altitude internal combustion engine/turbocharger exhaust combustor | |
RU2389008C1 (ru) | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой | |
RU2011119958A (ru) | Способ диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков | |
RU2699323C2 (ru) | Система подачи топлива в форсажную камеру сгорания | |
Vyas et al. | Effect of transonic inlet design on the performance of a mico-turbojet engine | |
Gorji et al. | Thermodynamic study of turbofan engine in off-design conditions |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |