СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ АВИАЦИОННОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЕЙ ВЫХОДНОГО УСТРОЙСТВА Российский патент 2019 года по МПК F02C9/26 

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.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства относится к способам регулирования, оптимизирующим работу ТРД в зависимости от условий полета. При осуществлении способа создают на входе в двигатель и на выходе из него условия, соответствующие различным условиям полета по высоте и скорости, измеряют значения тяги и расхода топлива и строят зависимости расхода топлива от тяги. Согласно изобретению 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. Осуществление изобретения позволяет повысить экономичность двигателя на крейсерских режимах полета самолета при поддержании заданного диаметра критического сечения реактивного сопла. 1 ил., 1 табл.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя 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, отличающийся тем, что 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.