СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD OF CONTROLLING OPERATION OF AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя.
ос
физ
Известен способ определения осевой нагрузки, включающий измерения осевой нагрузки R на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора n, температуры на входе в ротор  на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя при стендовых испытаниях, построение универсальной зависимости  и зависимости  и определение осевой нагрузки на различных режимах работы авиационного газотурбинного двигателя (патент РФ №2426902, МПК F02C 7/06, опубл. 10.02.2011).
Однако очень часто в реальных режимах эксплуатации летательного аппарата, особенно в процессе доводки двигателя и самолета, существует ограничение по уровню осевой нагрузки, определяемое из условия обеспечения требуемых запасов прочности узлов двигателя, и летчику необходимо знать, при какой приборной скорости полета наступает это ограничение, чтобы регулировать работу авиационного газотурбинного двигателя по приборной скорости самому, либо ввести регулирование в систему автоматического управления летательного аппарата.
Задача изобретения - повышение эффективности доводки двигателя в составе летательного аппарата при летных испытаниях.
Ожидаемый технический результат - увеличение ресурса двигателя и его надежности, в частности через ограничение величины осевой нагрузки, действующей на подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя и определение функциональной связи предельной осевой нагрузки и приборной скорости летательного аппарата.
ос
физ
ос. пред
привед
ос
ос. пред
пред
ос
ос. пред
приб
приб. пред
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем измерения осевой нагрузки R на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора n, температуры на входе в ротор  на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя при стендовых испытаниях, построение универсальной зависимости  и зависимости , согласно изобретению назначают предельную осевую нагрузку R для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по n и по зависимости  определяют , далее по универсальной зависимости  определяют осевую нагрузку R и сравнивают ее с R, последовательными приближениями определяют предельное число Маха М, при котором R=R, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета V<V.
ос. пред
Назначение предельной осевой нагрузки R позволяет ввести ограничение по осевой нагрузке, действующей на подшипник ротора, исходя из прочностных расчетов узлов двигателя.
Использование универсальной зависимости  и зависимости , построенных на основании стендовых испытаний двигателя, позволяет, не прибегая к дополнительным замерам осевой нагрузки и дополнительного препарирования ротора авиационного газотурбинного двигателя для стендовых испытаний, определить осевую нагрузку для различных режимов работы авиационного газотурбинного двигателя.
ос
oc. пред
привед
ос
ос. пред
ос
ос. пред
привед
пред
привед
oc
oc. пред
Сравнение осевой нагрузки R, полученной с использованием универсальной зависимости с назначенной предельной осевой нагрузкой R позволяет определить при каком режиме работы двигателя, которому соответствует свое число Маха М, высота Н и n, наступает ограничение по осевой нагрузке, действующей на подшипник ротора, т.е. R=R. В случае неравенства R и R необходимо последовательными приближениями, а именно изменениями числа Маха М, высоты Н и n и, следовательно, режима работы двигателя, определить такой режим с соответствующими ему предельным числом Маха М, высотой Н и n, при котором R=R.
приб. пред.
пред
приб
приб
приб. пред
РУД
приб
приб. пред
Связь между предельной скоростью полета V и предельным числом Маха М на основании зависимости  позволяет летчику по приборной скорости V летательного аппарата определить, наступает ли ограничение по осевой нагрузке, действующей на подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, поскольку данные по осевой нагрузке не выводятся на приборную панель летательного аппарата, а двигатель в полете не препарируют под прямой замер осевой нагрузки. При показаниях на приборной панели летательного аппарата уровня приборной скорости V=V, летчик может изменить режим работы двигателя с помощью рычага управления двигателя α, либо ограничение V<V может быть внесено в систему автоматического управления двигателем, тем самым обеспечивая надежность и ресурс работы авиационного газотурбинного двигателя в составе летательного аппарата.
На фиг. 1 показана универсальная зависимость.
На фиг. 2 показана зависимость.
Способ реализуют следующим способом.
oc
физ
oc. пред
привед
ос
ос. пред
пред
ос
oc. пред
приб
приб. пред
Препарируют опору ротора экспериментального авиационного газотурбинного двигателя под прямой замер осевой нагрузки. На наземном стенде при высоте полета Н=0 и числе Маха М=0 при снятии дроссельной характеристики от режима «малого газа» до «максимала» измеряют осевую нагрузку R на подшипник ротора, давление на входе в ротор , давление на выходе из ротора , физические обороты ротора n, температуру на входе в ротор , на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя, строят универсальную зависимость  и зависимость , назначают предельную осевую нагрузку R, выбранную на основании прочностных расчетов, для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по n и по зависимости  определяют , далее по универсальной зависимости  определяют осевую нагрузку R и сравнивают ее с R, последовательными приближениями определяют предельное число Маха М, при котором R=R, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета V<V.
Пример:
ос
физ
1. По данным стендовых испытаний в ходе измерений определили осевую нагрузку R на подшипник ротора, давление на входе в ротор , давление на выходе из ротора , физические обороты ротора n, температуру на входе в ротор на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя.
2. Построили зависимости (фиг. 1 и 2).
оc. пред
3. Назначили предельную осевую нагрузку R=5000 кгс (по данным прочностных расчетов).
4. Выбрали один из режимов работы двигателя, например:
5. Используя зависимость  (фиг. 2), определили .
ос
6. Используя зависимость  (фиг. 1) определили  и далее R=2500·2=5000 кгс.
7. Сравнили полученную нагрузку с предельной осевой нагрузкой
oc
ос. пред
R=R=5000 кгс (в нашем случае они равны).
В случае неравенства осевой нагрузки с предельной осевой нагрузкой, выбираем другой режим работы двигателя.
ос
ос. пред
пред
8. Поскольку R=R=5000 кгс, то предельное число Маха М=М=1,45.
9. По зависимости. .определили предельную приборную скорость полета ,
где
а=325 м/с - скорость звука на данном режиме (Н=4 км; М=1,45);
3
ρ=0,8194 кг/м - плотность воздуха на данном режиме (Н=4 км; М=1,45);
о
3
ρ=1,225 кг/м - плотность воздуха на высоте Н=0.
РУД
10. Во время полета самолета приборная скорость не должна превышать 1386 км/ч. Приборную скорость полета регулирует сам летчик, изменяя режим работы двигателя с помощью рычага управления двигателем α, либо уровень скорости летательного аппарата поддерживает система автоматического управления.
Реализация изобретения позволяет уменьшить время доводки двигателя на стадии летных испытаний двигателя в составе летательного аппарата и повысить экономичность стадии доводки, поскольку не требует использования дорогостоящего оборудования, необходимого для прямого измерения осевой нагрузки, дополнительного препарирования ротора двигателя, который после данных испытаний уже невозможно использовать в составе двигателя, участвующего в летных испытаниях, при этом увеличить ресурс двигателя и его надежность через ограничение величины осевой нагрузки, действующей на ротор авиационного газотурбинного двигателя и определение функциональной связи между предельной осевой нагрузкой и приборной скоростью полета летательного аппарата.