СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ АВИАЦИОННОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЕЙ ВЫХОДНОГО УСТРОЙСТВА
CONTROL METHOD OF AERONAUTIC GAS TURBINE ENGINE WITH A VARIABLE GEOMETRY OF OUTPUT DEVICE

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности, к способам регулирования, оптимизирующим работу турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от условий полета.
Известен способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства, включающий поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при котором создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя условия, соответствующие различным условиям полета по высоте и скорости, измеряют значения тяги и расхода топлива и строят зависимости расхода топлива от тяги (RU, 2578780 класса F02C 9/26, опубл. 27.03.2016 г.).
Данный способ не является оптимальным вследствие того, что он применим только для двигателей, работающих на регуляторе, поддерживающем заданную степень расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, во всем диапазоне высот, скоростей и режимов работы двигателя. Способ не применим для двигателей, работающих на крейсерских режимах работы с поддержанием заданного диаметра критического сечения реактивного сопла.
Ожидаемый технический результат - повышение экономичности двигателя на крейсерских режимах полета самолета при поддержании заданного диаметра критического сечения реактивного сопла.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства, при котором создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя условия, соответствующие различным условиям полета по высоте и скорости, измеряют значения тяги и расхода топлива и строят зависимости расхода топлива от тяги, согласно изобретению, для двигателей, работающих на крейсерских режимах полета с поддержанием заданного диаметра критического сечения реактивного сопла, предварительно проводят испытания с различным диаметром критического сечения реактивного сопла, при каждом диаметре создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя давление и температуру воздуха, соответствующие условиям крейсерских полетов и условиям режима максимальной дальности, определяют диаметр критического сечения реактивного сопла, соответствующий минимальному удельному расходу топлива на выбранном режиме полета, затем по сигналу с борта самолета при крейсерских полетах и полетах на максимальную дальность изменяют диаметр критического сечения реактивного сопла на диаметр, обеспечивающий минимальный удельный расход топлива.
Способ реализуется следующим образом.
2
2
PC
При имитации полета на высоте Н=11000 м и скорости полета, соответствующей числу Маха М=0,9 (давление окружающей среды Рокр=0,224 кг/см, температура окружающей среды Токр=-56,5°С, давление воздуха на входе в двигатель Рвх=0,38 кг/см, температура воздуха на входе в двигатель Твх=-21,1°С) проводят испытания с различным диаметром критического сечения реактивного сопла D=580 мм, 600 мм, 620 мм.
R
При каждом диаметре критического сечения реактивного сопла измеряют тягу R и удельный расход топлива C.
R
R
PC
По полученным данным строят зависимости C=f(R) (см. приведенный график) и по ним определяют минимальный удельный расход топлива C при заданном значении тяги, и соответствующий данному расходу диаметр критического сечения реактивного сопла D. В таблице приведен удельный расход топлива в зависимости от диаметра критического сечения реактивного сопла при тяге R=2500 кгс.
PC
При полете самолета на максимальную дальность на высоте Н=11000 м по сигналу с борта самолета изменяют диаметр критического сечения реактивного сопла на диаметр D=600 мм, что обеспечивает снижение удельного расхода топлива, и, следовательно, увеличение продолжительности и дальности полета.
Осуществление изобретения позволяет повысить экономичность двигателя на крейсерских режимах полета самолета при поддержании заданного диаметра критического сечения реактивного сопла.