Результат интеллектуальной деятельности: Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования турбореактивного двигателя, оптимизирующим его работу в зависимости от условий полета, в частности обеспечение оптимальных тягово-экономических характеристик во всей области эксплуатации самолета.

Известен способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий в себя поддержание суммарного расхода топлива через топливные коллекторы форсажной камеры в зависимости от давления за компрессором на максимальном форсированном режиме работы двигателя (Ю.Н. Нечаев. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. М.: Машиностроение, 1995, - 400 с.: ил., с. 286-288).

Данный способ не является оптимальным в связи с тем, что не учитывает влияния давления воздуха на входе и степень расширения на турбине на расход топлива и, как следствие, не обеспечивает оптимального расхода топлива на форсированном режиме для заданных значений высоты и числа Маха.

Задача изобретения заключается в увеличении продолжительности полета самолета на форсированном режиме.

Ожидаемый технический результат - снижение расхода топлива на форсированном режиме работы двигателя.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания согласно настоящему изобретению предварительно проводят испытания двигателя на форсированном режиме при заданных значениях высоты и числа Маха, при которых n-е количество раз изменяют расход топлива, поступающего через топливные коллекторы форсажной камеры, и формируют n-е количество программ поддержания расхода топлива через топливные коллекторы форсажной камеры, затем по каждой программе изменяют степень расширения на турбине до достижения значения тяги, соответствующего заданным значениям высоты и числа Маха, и измеряют суммарный расход топлива, далее сравнивают полученные результаты, выделяют наименьший суммарный расход топлива, затем программу с наименьшим суммарным расходом топлива применяют при полете самолета на форсированном режиме при заданных значениях высоты и числа Маха.

За счет того, что при испытаниях на форсированном режиме при заданных значениях высоты и числа Маха формируют n-е количество программ поддержания расхода топлива через топливные коллекторы форсажной камеры, изменяют степень расширения на турбине до достижения заданного значения тяги, измеряют суммарный расход топлива и сравнивают полученные результаты при каждой программе, выделяют программу с наименьшим суммарным расходом топлива путем сравнения программ - это позволяет учесть влияние давления воздуха на входе в изделие и степень расширения на турбинах на суммарный расход топлива, и, как следствие, позволяет снизить суммарный расход топлива на форсированном режиме для заданной высоты и числа Маха.

Способ реализуется следующим образом.

При полете самолета в условиях заданных высоты и числа Маха, а именно Н=0 км, М=0,9 на форсированном режиме, необходимо обеспечить минимальный расход топлива при заданной тяге R=12000 кгс.

При испытаниях двигателя на стенде искусственно создают вышеприведенные условия через температуру на входе в двигатель t_вх=335°C и давление на входе в двигатель Р_вх=1,695 кгс/см², соответствующие давлению и температуре воздуха на входе в двигатель при полете самолета в условиях N=0, М=0,9.

Затем во время испытаний изменяют расход топлива, поступающего через топливные коллекторы форсажной камеры Gтф в интервале значений от минимального (соответствующего погасанию форсажной камеры сгорания) до максимального (соответствующего потере газодинамической устойчивости двигателя).

Одновременно при различных значениях расхода топлива, поступающего через топливные коллекторы форсажной камеры, формируют, в частности, три программы регулирования, см. Таблицу 1.

Далее при каждой программе изменяют степень расширения на турбине π_Т до достижения требуемого значения тяги R=12000 кгс и измеряют суммарный расход топлива Gт при заданном значении тяги, см. Таблицу 2.

Далее путем сравнения определяют программу с наиболее низким суммарным расходом топлива, а именно №1, которую вводят в регулятор двигателя как дополнительную к штатной для обеспечения оптимальных тягово-экономических характеристик двигателя на форсированном режиме работы двигателя при заданных значениях Н и М.

При полете самолета в условиях Н=0 км, М=0,9 производят переключение программы управления на программу №1, что дает снижение расхода топлива Gт и, следовательно, увеличение продолжительности и дальности полета.

Данный способ реализуют n-е количество раз для введения в регулятор двигателя n-го количества программ регулирования для различных значений высоты и числа Маха.