Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя
AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE CONTROL METHOD

Изобретение относится к способам регулирования газотурбинного двигателя для обеспечения температуры газа перед турбиной, не превышающей максимально допустимых значений.
Известен способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя, 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., страница 272, 273).
Данный способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя не является оптимальным в силу того, что он не обеспечивает настройку ограничения частоты вращения ротора, при которой температура газа перед турбиной не превышает максимально допустимых значений, что не обеспечивает в дальнейшем надежность эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.
Задача изобретения заключается в обеспечении настройки частоты вращения ротора при максимально допустимой температуре газа перед турбиной.
Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является обеспечение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.
MAX
ОГР
MAX
0
0
MAX
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования авиационного газотурбинного двигателя, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (n) и температуры газов (Тг) на максимальном режиме работы двигателя, предварительно проводят испытания нескольких образцов исправных двигателей, при этом производят измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг), затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n, по этой зависимости определяют изменение температуры газа перед турбиной (ΔТг) при изменении частоты вращения ротора на 1%, и при испытаниях конкретного образца двигателя осуществляют настройку ограничения максимальной частоты вращения (n), для чего выводят двигатель на режим частоты вращения ротора, соответствующий 90-96% от максимального режима, при этом измеряют частоту вращения ротора (n) и температуру газа перед турбиной (Тг), определяют максимальную частоту вращения ротора (n) по формуле:
MAX
0
ОГР
0
где n - максимальное значение частоты вращения ротора по настройке ограничения; n - частота вращения ротора; Тг - максимальное значение температуры газов по эксплуатационному ограничению; Тг - температура газа перед турбиной; ΔТг - изменение температуры газа перед турбиной при изменении частоты вращения ротора на 1%;
MAX
в соответствии с полученными данными производят регулировку ограничения максимальной частоты вращения ротора (n) в регуляторе двигателя.
Заявленное изобретение поясняется на графических материалах.
На фигуре представлен график зависимости температуры газа перед турбиной (Тг) от частоты вращения ротора (n).
Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя реализуется следующим образом.
Проводят испытания 5 исправных образцов газотурбинных двигателей, при этом выполняют измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг). Затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n (фиг. 1).
Из рассмотрения фиг. 1 следует, что при изменении частоты вращения ротора от n=99% до n=100%, при ограничении температуры газа перед турбиной Тгогр=1660 К изменение температуры газа перед турбиной составляет ΔТг=22 К.
MAX
Для безопасного выхода на максимальный режим (n) настройку двигателя, имеющего ограничение Тг огр=1660 К, определяют путем вывода двигателя на режим n=96%, при этом производят измерение температуры газа перед турбиной Тг=1582 К (фиг. 1), затем по формуле определяют максимальную частоту вращения ротора:
MAX
Далее полученную настройку n вводят в регулятор двигателя.
Таким образом, данный способ регулирования обеспечивает настройку максимальных значений частот вращения роторов, при которой температура газа перед турбиной не превышает максимально допустимых значений, и как следствие, обеспечивает надежность работы двигателя в течение заданного ресурса.