×
27.03.2016
216.014.c593

Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: 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. 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
Основные результаты: Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя, 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 , отличающийся тем, что 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 M, 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

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.

Известен способ определения осевой нагрузки, включающий измерения осевой нагрузки Rос на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора nфиз, 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.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем измерения осевой нагрузки Rос на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора nфиз, 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 Rос. пред для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по nпривед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку Rос и сравнивают ее с Rос. пред, последовательными приближениями определяют предельное число Маха Мпред, при котором Rос=Rос. пред, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета Vприб<Vприб. пред.

Назначение предельной осевой нагрузки Rос. пред 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.

Сравнение осевой нагрузки Rос, полученной с использованием универсальной зависимости с назначенной предельной осевой нагрузкой Roc. пред позволяет определить при каком режиме работы двигателя, которому соответствует свое число Маха М, высота Н и nпривед, наступает ограничение по осевой нагрузке, действующей на подшипник ротора, т.е. Rос=Rос. пред. В случае неравенства Rос и Rос. пред необходимо последовательными приближениями, а именно изменениями числа Маха М, высоты Н и nпривед и, следовательно, режима работы двигателя, определить такой режим с соответствующими ему предельным числом Маха Мпред, высотой Н и nпривед, при котором Roc=Roc. пред.

Связь между предельной скоростью полета Vприб. пред. и предельным числом Маха Мпред на основании зависимости позволяет летчику по приборной скорости Vприб 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 Vприб=Vприб. пред, летчик может изменить режим работы двигателя с помощью рычага управления двигателя αРУД, либо ограничение Vприб<Vприб. пред 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.

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 Roc на подшипник ротора, давление на входе в ротор , давление на выходе из ротора , физические обороты ротора nфиз, температуру на входе в ротор , на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя, строят универсальную зависимость и зависимость , назначают предельную осевую нагрузку Roc. пред, выбранную на основании прочностных расчетов, для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по nпривед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку Rос и сравнивают ее с Rос. пред, последовательными приближениями определяют предельное число Маха Мпред, при котором Rос=Roc. пред, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета Vприб<Vприб. пред.

Пример:

1. По данным стендовых испытаний в ходе измерений определили осевую нагрузку Rос на подшипник ротора, давление на входе в ротор , давление на выходе из ротора , физические обороты ротора nфиз, температуру на входе в ротор на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя.

2. Построили зависимости (фиг. 1 и 2).

3. Назначили предельную осевую нагрузку Rоc. пред=5000 кгс (по данным прочностных расчетов).

4. Выбрали один из режимов работы двигателя, например:

5. Используя зависимость (фиг. 2), определили .

6. Используя зависимость (фиг. 1) определили и далее Rос=2500·2=5000 кгс.

7. Сравнили полученную нагрузку с предельной осевой нагрузкой

Roc=Rос. пред=5000 кгс (в нашем случае они равны).

В случае неравенства осевой нагрузки с предельной осевой нагрузкой, выбираем другой режим работы двигателя.

8. Поскольку Rос=Rос. пред=5000 кгс, то предельное число Маха Мпред=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);

ρ=0,8194 кг/м3 - плотность воздуха на данном режиме (Н=4 км; М=1,45);

ρо=1,225 кг/м3 - плотность воздуха на высоте Н=0.

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 αРУД, 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.

Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя, 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 , отличающийся тем, что 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 M, 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 VСПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 251-260 of 328 items.
13.01.2017
№217.015.8795

Рабочее колесо третьей ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (КНД ТРД) содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002603384
Дата охранного документа: 27.11.2016
13.01.2017
№217.015.87a4

Рабочее колесо второй ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени ротора содержит диск и лопаточный венец. Диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, обод и полотно, снабженное наклонными полками для неразъемного соединения с ответными...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002603383
Дата охранного документа: 27.11.2016
13.01.2017
№217.015.8807

Опора вала ротора газотурбинного двигателя (варианты), узел опоры вала ротора газотурбинного двигателя, упругое кольцо опоры вала ротора газотурбинного двигателя, торцевая втулка цапфы вала ротора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Передняя опора вала ротора КНД ГТД содержит роликоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть включает корпус опоры, который соединен с корпусом роликоподшипника и охвачен ступицей ВНА с образованием...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002603374
Дата охранного документа: 27.11.2016
25.08.2017
№217.015.9ecd

Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых осевых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей, энергетических установках, паро- и гидротурбинах. Ротор компрессора газотурбинного двигателя содержит диски, соединенные между собой, с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002606295
Дата охранного документа: 10.01.2017
25.08.2017
№217.015.a001

Двухроторный газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к маслосистемам, их агрегатам наддува полостей и устройствам суфлирования масла. Двухроторный газотурбинный двигатель снабжен системой последовательно сообщенных друг с другом посредством дополнительных воздуховодов предмасляных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002606458
Дата охранного документа: 10.01.2017
25.08.2017
№217.015.a84e

Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени вала ротора КНД ГТД содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002611497
Дата охранного документа: 27.02.2017
25.08.2017
№217.015.aa58

Способ нанесения и лазерной обработки теплозащитного покрытия (варианты)

Изобретение относится к области газотермического напыления покрытий, в частности к способам напыления жаростойких и теплозащитных покрытий. Наносят основной металлический жаростойкий подслой. Наносят верхний керамический теплозащитный слой с последующей лазерной обработкой. Лазерную обработку...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002611738
Дата охранного документа: 28.02.2017
25.08.2017
№217.015.ab4a

Рабочее колесо четвёртой ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора КНД ТРД содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612282
Дата охранного документа: 06.03.2017
25.08.2017
№217.015.ad35

Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины

Изобретение относится к конструированию узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки, размещенные между наружным корпусом и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612666
Дата охранного документа: 13.03.2017
25.08.2017
№217.015.ad7e

Опора турбины высокого давления

Предлагаемое изобретение относится к турбиностроению и может быть использовано в конструкции газотурбинных установок, в частности в элементах опор и опорных подшипников. Опора турбины высокого давления содержит наружный корпус, последовательно соединенные внутреннее кольцо, корпус подшипника и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612546
Дата охранного документа: 09.03.2017
Showing 251-260 of 422 items.
13.01.2017
№217.015.87a4

Рабочее колесо второй ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени ротора содержит диск и лопаточный венец. Диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, обод и полотно, снабженное наклонными полками для неразъемного соединения с ответными...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002603383
Дата охранного документа: 27.11.2016
13.01.2017
№217.015.8807

Опора вала ротора газотурбинного двигателя (варианты), узел опоры вала ротора газотурбинного двигателя, упругое кольцо опоры вала ротора газотурбинного двигателя, торцевая втулка цапфы вала ротора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Передняя опора вала ротора КНД ГТД содержит роликоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть включает корпус опоры, который соединен с корпусом роликоподшипника и охвачен ступицей ВНА с образованием...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002603374
Дата охранного документа: 27.11.2016
25.08.2017
№217.015.9ecd

Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых осевых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей, энергетических установках, паро- и гидротурбинах. Ротор компрессора газотурбинного двигателя содержит диски, соединенные между собой, с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002606295
Дата охранного документа: 10.01.2017
25.08.2017
№217.015.a001

Двухроторный газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к маслосистемам, их агрегатам наддува полостей и устройствам суфлирования масла. Двухроторный газотурбинный двигатель снабжен системой последовательно сообщенных друг с другом посредством дополнительных воздуховодов предмасляных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002606458
Дата охранного документа: 10.01.2017
25.08.2017
№217.015.a84e

Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени вала ротора КНД ГТД содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002611497
Дата охранного документа: 27.02.2017
25.08.2017
№217.015.aa58

Способ нанесения и лазерной обработки теплозащитного покрытия (варианты)

Изобретение относится к области газотермического напыления покрытий, в частности к способам напыления жаростойких и теплозащитных покрытий. Наносят основной металлический жаростойкий подслой. Наносят верхний керамический теплозащитный слой с последующей лазерной обработкой. Лазерную обработку...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002611738
Дата охранного документа: 28.02.2017
25.08.2017
№217.015.ab4a

Рабочее колесо четвёртой ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора КНД ТРД содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612282
Дата охранного документа: 06.03.2017
25.08.2017
№217.015.ad35

Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины

Изобретение относится к конструированию узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки, размещенные между наружным корпусом и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612666
Дата охранного документа: 13.03.2017
25.08.2017
№217.015.ad7e

Опора турбины высокого давления

Предлагаемое изобретение относится к турбиностроению и может быть использовано в конструкции газотурбинных установок, в частности в элементах опор и опорных подшипников. Опора турбины высокого давления содержит наружный корпус, последовательно соединенные внутреннее кольцо, корпус подшипника и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612546
Дата охранного документа: 09.03.2017
25.08.2017
№217.015.adf1

Воздухо-воздушный теплообменный аппарат

Изобретение относится к теплообменным аппаратам и может быть использовано, в частности, в области авиадвигателестроения в системах охлаждения воздуха и газа газотурбинных двигателей. Воздухо-воздушный теплообменный аппарат имеет кольцевую форму, состоит из нескольких теплообменных модулей,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612668
Дата охранного документа: 13.03.2017
+ добавить свой РИД