СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ АВИАЦИОННОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
AIRCRAFT TURBOJET ENGINE CONTROL METHOD

Изобретение относится к способам регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД), а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД.
Известен способ регулирования авиационного ТРД, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя. Возможен комбинированный закон управления двухвального газогенератора, сформированный с учетом эксплуатационных ограничений для максимального режима его работы (см. Ю.Н. Нечаев. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. М.: Машиностроение, 1995, стр. 253).
Данный способ не является оптимальным с точки зрения безопасности эксплуатации ТРД в силу того, что он обеспечивает безопасную работу роторов высокого и низкого давления, но не обеспечивает безопасную эксплуатацию камеры сгорания двигателя.
Задача изобретения заключается в повышении безопасности эксплуатации ТРД на всех режимах его работы.
к. огр
к. огр. предв
к. огр. предв
к. изм
к
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращеня роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя, согласно изобретению дополнительно ограничивают максимальное значение давления в камере сгорания до Р, величину которого определяют для каждого конкретного двигателя по значению полного давления за компрессором, измеренного при стендовых испытаниях двигателя в реальных атмосферных условиях, для чего предварительно устанавливают значение давления Р ниже значения полного давления за компрессором на максимальном режиме, выводят двигатель по частоте вращения с режима малого газа до наступления ограничения режима работы двигателя до Р , измеряют при этом режиме полное давление за компрессором Р* и давление в камере сгорания Р, а величину ограничения максимального значения давления в камере сгорания определяют по следующей зависимости:
к. огр
к
пред. доп
к. изм
P=P+(P-P*),
пред. доп
где Р - предельно допустимое значение давления в камере сгорания, и вводят ее в регулятор двигателя.
к.
огр
Сущность изобретения заключается в обеспечении безопасности эксплуатации авиационного ТРД путем дополнительного ограничения максимального давления в камере сгорания Р.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя реализуют следующим образом.
к. огр. предв
к. огр. предв
2
2
2
При проведении испытаний на наземном стенде на режиме "малый газ" в регуляторе двигателя задают предварительную настройку ограничителя Р на 1,5 кг/см ниже значения полного давления за компрессором на максимальном режиме при конкретных атмосферных условиях. Например, на максимальном режиме при конкретных атмосферных условиях полное давление за компрессором составляет 19 кг/см. Вводят в регулятор величину P=19-1,5=17,5 кг/см.
к. изм
к
Далее плавным повышением режима работы двигателя выводят его до наступления ограничения режима работы двигателя. На данном режиме измеряют полное давление за компрессором Р*=19 и давление Р=18,5 по датчику регулятора двигателя. Далее по формуле
к. огр
к
пред. доп
к. изм
2
P=P+(P-P*)=18,5+(38-19)=37,5 кг/см определяют величину настройки ограничителя максимального давления в камере сгорания и вводят ее в регулятор двигателя.
Осуществление изобретения обеспечит повышение надежности работы авиационного ТРД.