Результат интеллектуальной деятельности: Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения, при каждой программе измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости расхода топлива по тяге и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, затем при полете самолета определяют текущие значения температуры воздуха на входе в двигатель и при достижении заданного значения температуры, соответствующего режиму крейсерского полета, в регуляторе двигателя производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги (RU 2551773 С1).

Данный способ не является оптимальным во всей области эксплуатации двигателя и не обеспечивает оптимальные тяговые и экономические характеристики двигателя во всем диапазоне температур воздуха на входе в двигатель вследствие того, что при полете самолета на режимах крейсерского полета (режимах перегона) при различных климатических условиях температура воздуха на входе в двигатель может изменяться в широком диапазоне. При эксплуатации самолета в жарком климате, при превышении температурой воздуха на входе значения, заданного в регуляторе, может не произойти переключение на программу управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов, обеспечивающую минимальный расход топлива.

Задача изобретения заключается в повышении экономичности двигателя на всех крейсерских режимах или режимах перегона самолета.

Ожидаемый технический результат - повышение надежности переключения регулятором двигателя на программу управления направляющими аппаратами компрессора, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, и, как следствие, снижение расхода топлива на указанном режиме.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора дополнительно формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения, при каждой программе измеряют значения тяги и расхода топлива, строят зависимости расхода топлива по тяге и по ним определяют программу регулирования, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, по сигналу выключения охлаждения турбины производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги.

Сущность изобретения заключается в следующем.

При анализе статистики эксплуатации самолетов отмечено, что крейсерским режимам полета самолета (режимам перегона) соответствуют режимы работы двигателя с выключенным охлаждением турбины. При этом температура воздуха на входе в двигатель на режимах крейсерского полета может изменяться. В связи с этим, при известном способе регулирования при эксплуатации самолета в жарком климате на режиме крейсерского полета самолета может не произойти переключение на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива из-за превышения заданной температуры воздуха на входе в двигатель. При этом, охлаждение турбины при переходе на этот режим полета будет отключено. В связи с этим, целесообразно производить переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов по сигналу выключения охлаждения турбины.

Способ реализуется следующим образом.

При проведении стендовых испытаний в регулятор двигателя задают предварительно сформированные программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора при различных оборотах двигателя (см. Фиг. 1, на которой представлено изменение угла наклона направляющих аппаратов от приведенной частоты вращения ротора, где 1-3 - программы регулирования).

При каждой программе регулирования измеряют тягу R и расход топлива Gт. По результатам испытаний строят зависимости (см. Фиг. 2, на которой представлена зависимость расхода топлива Gт от тяги R при различных программах регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора).

По полученным зависимостям определяют при заданном значении тяги R=4200 кгс, соответствующей режиму перегона самолета, определяют расход топлива Gт и соответствующую данному расходу программу регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора. В таблице приведен расход топлива в зависимости от программы регулирования в режиме перегона самолета.

После определения программы с наиболее низким расходом топлива программу вводят в регулятор двигателя как дополнительную к штатной для обеспечения дальности полета.

При полете самолета при выключении охлаждения турбины (при переходе на режим крейсерского полета) производят переключение программы управления на программу №3, что дает снижение расхода топлива Gт и, следовательно, увеличение продолжительности и дальности полета.