СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ АВИАЦИОННОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВУХКОНТУРНОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD OF CONTROLLING AIRCRAFT BYPASS TURBOJET ENGINE

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.
кнд
кнд
кнд
кнд
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 и определяют величину π/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/Gв, затем производят регулировку площади выходного устройства для обеспечения величины π/Gв, не превышающей предельно допустимую.
кнд
Сущность изобретения заключается в обеспечении безопасности эксплуатации авиационной техники путем настройки величины π/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).
кнд
кнд
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=1,86) и определяют величину π/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.