Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ АВИАЦИОННОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЕЙ ВЫХОДНОГО УСТРОЙСТВА

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности, к способам регулирования, оптимизирующим работу турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от условий полета.

Известен способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства, включающий поддержание заданной степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при котором создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя условия, соответствующие различным условиям полета по высоте и скорости, измеряют значения тяги и расхода топлива и строят зависимости расхода топлива от тяги (RU, 2578780 класса F02C 9/26, опубл. 27.03.2016 г.).

Данный способ не является оптимальным вследствие того, что он применим только для двигателей, работающих на регуляторе, поддерживающем заданную степень расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, во всем диапазоне высот, скоростей и режимов работы двигателя. Способ не применим для двигателей, работающих на крейсерских режимах работы с поддержанием заданного диаметра критического сечения реактивного сопла.

Ожидаемый технический результат - повышение экономичности двигателя на крейсерских режимах полета самолета при поддержании заданного диаметра критического сечения реактивного сопла.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства, при котором создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя условия, соответствующие различным условиям полета по высоте и скорости, измеряют значения тяги и расхода топлива и строят зависимости расхода топлива от тяги, согласно изобретению, для двигателей, работающих на крейсерских режимах полета с поддержанием заданного диаметра критического сечения реактивного сопла, предварительно проводят испытания с различным диаметром критического сечения реактивного сопла, при каждом диаметре создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя давление и температуру воздуха, соответствующие условиям крейсерских полетов и условиям режима максимальной дальности, определяют диаметр критического сечения реактивного сопла, соответствующий минимальному удельному расходу топлива на выбранном режиме полета, затем по сигналу с борта самолета при крейсерских полетах и полетах на максимальную дальность изменяют диаметр критического сечения реактивного сопла на диаметр, обеспечивающий минимальный удельный расход топлива.

Способ реализуется следующим образом.

При имитации полета на высоте Н=11000 м и скорости полета, соответствующей числу Маха М=0,9 (давление окружающей среды Рокр=0,224 кг/см², температура окружающей среды Токр=-56,5°С, давление воздуха на входе в двигатель Рвх=0,38 кг/см², температура воздуха на входе в двигатель Твх=-21,1°С) проводят испытания с различным диаметром критического сечения реактивного сопла D_PC=580 мм, 600 мм, 620 мм.

При каждом диаметре критического сечения реактивного сопла измеряют тягу R и удельный расход топлива C_R.

По полученным данным строят зависимости C_R=f(R) (см. приведенный график) и по ним определяют минимальный удельный расход топлива C_R при заданном значении тяги, и соответствующий данному расходу диаметр критического сечения реактивного сопла D_PC. В таблице приведен удельный расход топлива в зависимости от диаметра критического сечения реактивного сопла при тяге R=2500 кгс.

При полете самолета на максимальную дальность на высоте Н=11000 м по сигналу с борта самолета изменяют диаметр критического сечения реактивного сопла на диаметр D_PC=600 мм, что обеспечивает снижение удельного расхода топлива, и, следовательно, увеличение продолжительности и дальности полета.

Осуществление изобретения позволяет повысить экономичность двигателя на крейсерских режимах полета самолета при поддержании заданного диаметра критического сечения реактивного сопла.