Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

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 R_ос на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора n_физ, 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 R_ос на подшипник ротора, давления на входе в ротор , давления на выходе из ротора , физических оборотов ротора n_физ, 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_{ос. пред} для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по n_привед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку R_ос и сравнивают ее с R_{ос. пред}, последовательными приближениями определяют предельное число Маха М_пред, при котором R_ос=R_{ос. пред}, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета V_приб<V_{приб. пред}.

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

Связь между предельной скоростью полета V_{приб. пред.} и предельным числом Маха М_пред на основании зависимости позволяет летчику по приборной скорости V_приб 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_приб=V_{приб. пред}, летчик может изменить режим работы двигателя с помощью рычага управления двигателя α_РУД, либо ограничение V_приб<V_{приб. 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 R_oc на подшипник ротора, давление на входе в ротор , давление на выходе из ротора , физические обороты ротора n_физ, температуру на входе в ротор , на нескольких режимах работы газотурбинного двигателя, строят универсальную зависимость и зависимость , назначают предельную осевую нагрузку R_{oc. пред}, выбранную на основании прочностных расчетов, для каждого режима работы двигателя, которому соответствует свое значение числа Маха и высоты полета, по n_привед и по зависимости определяют , далее по универсальной зависимости определяют осевую нагрузку R_ос и сравнивают ее с R_{ос. пред}, последовательными приближениями определяют предельное число Маха М_пред, при котором R_ос=R_{oc. пред}, определяют соответствующую ему предельную приборную скорость по зависимости , во время полета регулируют режимы работы авиационного газотурбинного двигателя так, чтобы приборная скорость полета V_приб<V_{приб. пред}.

Пример:

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

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

3. Назначили предельную осевую нагрузку R_{оc. 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 R_ос=2500·2=5000 кгс.

7. Сравнили полученную нагрузку с предельной осевой нагрузкой

R_oc=R_{ос. пред}=5000 кгс (в нашем случае они равны).

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

8. Поскольку R_ос=R_{ос. пред}=5000 кгс, то предельное число Маха М_пред=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);

ρ_о=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 α_РУД, 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.