Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя Российский патент 2020 года по МПК F02C9/28 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления двухвальными турбореактивными двигателями с регулируемыми направляющими компрессора низкого и высокого давления.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности и достигаемому результату, является известный способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором высокого давления, регулирование установочных параметров и частоты вращения ротора низкого давления, путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления и критического сечения реактивного сопла и давления газа за турбиной низкого давления,

/RU 2623849 МПК F02C 9/28 Опубликовано: 29.06.2017/

Однако такой способ управления не является оптимальным по порядку оценки параметров работы двигателя на переходных режимах и соответствия их программным значениям, что приводит к неустойчивой работе двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является исключение несоответствия какого-либо параметра работы двигателя нормам на переходных процессах.

Ожидаемый технический результат - повышение устойчивости работы двигателя, за счет обеспечения соответствия допустимых отклонений значений параметров их программным значениям, снижение случаев сверх допустимых отклонений (забросов и провалов) параметров переходных процессов во времени протекания переходных процессов, что приводит к уменьшению времени на отладку переменных режимов и увеличению ресурса двигателя.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором высокого давления, регулирование установочных параметров и частоты вращения ротора низкого давления, путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления и критического сечения реактивного сопла и давления газа за турбиной низкого давления, по предложению, дополнительно измеряют частоту вращения ротора высокого давления, величину угла установки направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления, скорость перемещения рычага управления двигателем (РУД), устанавливают базу для переходного процесса и время стабилизации изменений параметров в переходном процессе и фиксируют дискретный сигнал включения форсажа, после чего производят сравнительную оценку установочных параметров работы двигателя в течение времени протекания переходных процессов, с учетом величин максимальных и минимальных отклонений (забросов и провалов) параметров, предельно допустимых значений частот вращений роторов и угла установки направляющих аппаратов (НА) в зависимости от приведенных оборотов для каждого ротора, на соответствие их технически заданным значениям на переходных процессах и при несоответствии какого-либо параметра заданным значениям, регулируют установочные параметры работы двигателя и формируют сертификационный протокол. Оценку параметров работы двигателя на переходных процессах можно производить при помощи предварительно разработанной термогазодинамической математической модели двигателя и математической модели системы регулирования.

Сущность заявленного изобретения заключается в следующем.

Дополнительное измерение частоты вращения ротора высокого давления, величины угла установки направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления и скорости перемещения рычага управления двигателем (РУД), обеспечивают определение параметров переходного процесса, его вид и оценку времени стабилизации изменений параметров в переходном процессе.

При увеличении времени переходных процессов (приемистости и сброса) больше технологической нормы приводит к недобору роста тяги, а при уменьшении времени может привести к срабатыванию противопомпажной системы и увеличению времени запуска.

Измерения углов НА AL1, AL2, частот вращения роторов двигателя N1, N2, температуры воздуха на входе в двигатель Твх, обеспечивают контроль и при необходимости регулировку характеристик AL1=f(N1пр) и AL2=f(N2пр) при выходе из рабочей области на отладку. Уход углов НА за границы допуска приводит к возможному появлению автоколебаний лопаток, потере тяги и появлению помпажа.

Определение значений забросов и провалов частот вращения роторов, сравнения их с (нормами ТУ) и при необходимости их регулирование исключает неустойчивую работу двигателя и повышенную теплонапряженность. Соответствие измеренных величин их программным значениям, обеспечивает устойчивую работу двигателя согласно разработанной термогазодинамической математической модели двигателя.

Включение или выключение фиксированного дискретного сигнала форсажа запускает переходный процесс и обеспечивает определение, оценку и отладку переходных процессов.

Изобретение поясняется графическими материалами.

На Фиг. 1 - блок схема стендовой установки;

На Фиг. 2 - зависимость параметров двигателя переходного режима «приемистость малый газ - полный форсаж»;

На Фиг. 3 - график стабилизации оборотов N1 и N2 при переходном процессе «приемистость малый газ - полный форсаж»

На Фиг. 4 - зависимость параметров двигателя переходного режима «сброс полный форсаж - малый газ »;

На Фиг. 5 - характеристика изменения угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления;

На Фиг. 6 - характеристика изменения угла установки входных направляющих аппаратов компрессора высокого давления.

Заявленное изобретение реализовано на стендовой установке регулирования авиационного турбореактивного двигателя, представленной на Фиг. 1

Установка для реализации регулирования состоит из стендового отделения - узел А, регулируемого двигателя - узел Д и блока приборов переходного режима - узел П.

Узел А, содержит непосредственно стенд 1, с устройствами и механизмами, обеспечивающими заданные характеристики и поступающие параметры от датчиков 3, используемых для имитации режимов испытаний. Содержит электронный блок 2 управления для передачи информации на регулируемый объект и устройство управления 4 для получения обратной связи(отклика) от регулируемого объекта.

Узел Д, двигатель содержит соединенные в технологической последовательности электрическую часть 5, гидромеханическую часть 6, исполнительные механизмы 7, датчики 8 для определения и фиксирования величин 9 значений параметров и сигналов событий и исполнительные механизмы 10 регулирующих органов, сообщенных с устройством управления 4 узла А.

Узел П, содержит программный блок 11 оценки переходного режима, соединенные с ним экран 12 и устройство 13 для распечатывания, блок формирования 14 рекомендаций по отладке переходного процесса, блок математическая модель 15 газодинамического процесса, блоки расчета 16 и 18 параметров процесса и блок формирования 17 граничных условий. Датчики 8 узла Д, соединены с блоком расчета 16 узла П, а блок расчета 18 соединен с узлом Д и корректирует значения величин 9 параметров и сигналов событий.

Пример реализации способа.

После установки турбореактивного двигателя его подключения к узлам А и П, и его настройки, с помощью устройств и механизмов, обеспечивающих заданные характеристики и параметры от датчиков 3, запускали двигатель (узел Д) и имитировали режим испытаний: Например: форсажная приемистость от малого газа до полного форсажа.

С помощью датчиков 8 двигателя и датчиков 3 стенда определяли следующие характеристики:

N1 - частоту вращения ротора низкого давления;

N2 - частоту вращения ротора высокого давления;

∂Аруд/∂t - скорость перемещения рычага управления двигателем (РУД);

AL1 - величину угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления;

AL2 - величину угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления;

Gт- расход топлива;

Твх - температуру воздуха на входе в двигатель;

Т4 - температуру газов за турбиной низкого давления;

Р4 - давления газа за турбиной низкого давления;

Р2 - давление воздуха за компрессором высокого давления;

Акр - площадь критического сечения реактивного сопла;

Форсаж - сигнал включения форсажа;

С помощью программного блока оценки переходного режима 11 установили, что заброс N1 28, превышает норму ТУ на 0,2% и время стабилизации изменений параметров в переходном процессе 23 больше нормы ТУ 24 на 0,5 секунд, указанных в устанавливаемой базе для переходного процесса. При этом блок формирования рекомендаций по отладке переходного процесса 14 выдал результаты (или установки) на увеличения проливки основного дроссельного пакета агрегата насоса регулятора на 30 см³/мин и отворачивание винта эксцентрика автомата приемистости агрегата насоса регулятора на 120°.

На экране оператора выводится вкладка о превышении нормы ТУ (фиг. 2), где отображены вид приемистости, автоматически определенное время приемистости 23, и его превышение нормы 24. Выводится строка рекомендации для отладки, например, «отвернуть винт эксцентрика автомата приемистости агрегата насоса регулятора», и графики переходного процесса от времени N1изм. (измеренные) 20 и N1пр.(программные) 19, Аруд 21, сигнал форсажа 22.

Также на отдельной вкладке экрана оператора отображаются, автоматически определенные забросы N1 28 и провалы N1 29, N2 30 данного переходного режима -«приемистость МГ-ПФ» (фигура 3), его оценка, сравнение с базой для переходного процесса, рекомендации по отладке переходного процесса на увеличение проливки основного дроссельного пакета, выводятся результаты определения установившееся значения N2 27, графические зависимости от времени N1 20, N2 26, и программные настройки N1=f(Tвx) 19, N2=f(Tвx) 25.

На отдельной вкладке оператора, например, «сброс максимал- малый газ» отображаются порядок определения и оценки переходного режима: - время движения Аруд 34, максимальная норма времени движения Аруд 35, критерий определения окончания движения Аруд, (в данном примере Аруд - 17 дел. (делений) 36), максимальное нормированное время сброса 32, минимальное нормированное время сброса 33, текущее время сброса 31. Критерием определения окончания времени сброса, в данном примере принято значение N1=43% 37, и графики переходного процесса от времени N1изм. (измеренные) 20 и N1пр (программные) 19, и Аруд 21 приведены на (фигура 4).

Далее с помощью программного блока оценки переходного режима 11 находили переменный режим, определяли его вид, оценивали характеристики AL1=f(N1пр), программу регулирования двигателя AL1=f(N1пр) 38, рабочую область на отладку 39, границы для эксплуатации 40, границы для переменных режимов 41, приемистость 42 и сброс 43 (фигура 5) и оценивали характеристики AL2=f(N2пр) для переменных режимов, теоретическую линию AL2=f(N2пр) 44, рабочую область углов AL2 на отладку 45, границы допустимых углов AL2 в эксплуатации 46, границы углов AL2 для переменных режимов 47, приемистость 42 и выводили на печать сформированный сертификационный протокол (фигура 6).

Анализ сформированного сертификационного протокола, позволяет принять решение, о том, что программы регулирования двигателя AL1=f(N1пр) 38, AL2=f(N2пр) 44, границы для переменных режимов 41, 47, время выхода изделия на режимы и протекания переходных режимов - соответствуют или не соответствуют нормам технических условий переходных режимов. Если указанные характеристики соответствуют нормам технических условий, оформляется протокол предъявления на акт сдачи приемо-сдаточных испытаний. В случае несоответствия характеристик устанавливаются причины и вырабатывается стратегия их устранения.

Применение изобретения позволяет - повысить устойчивость работы двигателя, снизить вероятность случаев сверх допустимых отклонений (забросов и провалов) параметров переходных процессов, уменьшить время отладки переменных режимов на 15-20% и увеличить ресурс двигателя на 1-2%.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления двухвальными турбореактивными двигателями с регулируемыми направляющими компрессора низкого и высокого давления. В известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором высокого давления, регулирование установочных параметров и частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления и критического сечения реактивного сопла и давления газа за турбиной низкого давления, по предложению дополнительно измеряют частоту вращения ротора высокого давления, величину угла установки направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления, скорость перемещения рычага управления двигателем (РУД), устанавливают базу для переходного процесса и время стабилизации изменений параметров в переходном процессе и фиксируют дискретный сигнал включения форсажа, после чего производят сравнительную оценку установочных параметров работы двигателя в течение времени протекания переходных процессов, с учетом величин максимальных и минимальных отклонений (забросов и провалов) параметров, предельно допустимых значений частот вращений роторов и угла установки направляющих аппаратов (НА) в зависимости от приведенных оборотов для каждого ротора, на соответствие их технически заданным значениям на переходных процессах и при несоответствии какого-либо параметра заданным значениям регулируют установочные параметры работы двигателя и формируют сертификационный протокол. Оценку параметров работы двигателя на переходных процессах можно производить при помощи предварительно разработанной термогазодинамической математической модели двигателя и математической модели системы регулирования. Применение изобретения позволяет повысить устойчивость работы двигателя, снизить вероятность случаев сверх допустимых отклонений (забросов и провалов) параметров переходных процессов, уменьшить время отладки переменных режимов на 15-20% и увеличить ресурс двигателя на 1-2%. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающий измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором высокого давления, регулирование установочных параметров и частоты вращения ротора низкого давления, путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов (НА) компрессора низкого давления и критического сечения реактивного сопла и давления газа за турбиной низкого давления, отличающийся тем, что дополнительно измеряют частоту вращения ротора высокого давления, величину угла установки направляющих аппаратов (НА) компрессора высокого давления, скорость перемещения рычага управления двигателем (РУД), устанавливают базу для переходного процесса и время стабилизации изменений параметров в переходном процессе и фиксируют дискретный сигнал включения форсажа, после чего производят сравнительную оценку установочных параметров работы двигателя в течение времени протекания переходных процессов, с учетом величин максимальных и минимальных отклонений (забросов и провалов) параметров, предельно допустимых значений частот вращений роторов и угла установки направляющих аппаратов (НА) в зависимости от приведенных оборотов для каждого ротора, на соответствие их технически заданным значениям на переходных процессах и при несоответствии какого-либо параметра заданным значениям, регулируют установочные параметры работы двигателя и формируют сертификационный протокол.

2. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что оценку параметров работы двигателя на переходных процессах производят при помощи предварительно разработанной термогазодинамической математической модели двигателя и математической модели системы регулирования.