Способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя

Изобретение относится к авиации и предназначено для определения температуры газа при испытаниях и эксплуатации газотурбинных двигателей на форсажных режимах. Техническим результатом, объективно достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме за счет уменьшения расчетных величин и использования метода косвенного измерения. Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя измеряют на максимальном и форсажном режимах температуру газа за турбиной Ти Т, также измеряют на максимальном и форсажном режимах давление за компрессором РКМ и РКФ и за турбиной РТМ и РТФ, далее определяют температуру газа перед турбиной на максимальном режиме перед включением форсажа ТГМ. Затем приводится формула для определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме ТГФ.

 

Изобретение относится к авиации и предназначено для определения температуры газа при испытаниях и эксплуатации газотурбинных двигателей на форсажных режимах.

Известен способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме через уравнение теплового баланса:

c р в Т г Т Г + q Т n Т г Т Г = q T ( H U η Г + n T 0 T 0 ) + c р в Т к T К (см. Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Изд. Москва, «Машиностроение» 1979 г., стр.155, формула 5.47).

Недостатком известного способа является большое количество расчетных величин, что дополнительно к погрешности измерений добавляет и погрешность расчета.

Техническим результатом, объективно достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности расчета температуры газа перед турбиной на форсажном режиме за счет уменьшения расчетных величин и использовании метода косвенного измерения, позволяющего упростить определение температуры на форсажном режиме.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя измеряют на максимальном и форсажном режимах температуру газа за турбиной Т и Т, также измеряют на максимальном и форсажном режимах давление за компрессором РКМ и РКФ и за турбиной РТМ и РТФ, далее определяют температуру газа перед турбиной на максимальном режиме перед включением форсажа ТГМ, затем определяют температуру газа перед турбиной на форсажном режиме ТГФ, по формуле:

Т Г Ф = Т Г М + к 1 ( ( Т 4 ф T 4 М ) + к 2 ( Р К Ф Р Т Ф Р К М Р Т М ) ) , где

к1 - коэффициент, учитывающий работу форсажного насоса, определяемый по формуле:

к1=ΔТГ/ΔТ4, где

ΔТГ - разница температуры газа перед турбиной на максимальном и форсажном режимах;

ΔТ4 - разница температуры газа за турбиной низкого давления на максимальном и форсажном режимах;

к2 - коэффициент, определяемый по формуле:

к 2 = Т 4 Ф Т 4 М π Т Ф π Т М , где

πТФ - степень расширения газа на турбине на форсажном режиме;

πТМ - степень расширения газа на турбине на максимальном режиме;

За счет того, что при расчете температуры газа перед турбиной на форсажном режиме по вышеприведенному уравнению количество расчетных величин минимизировано до одной, достоверность определения данной температуры по сравнению с прототипом повышается.

Далее представлен пример реализации заявленного способа определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя:

На максимальном режиме работы двигателя измеряем приемниками

полного давления давление за компрессором РКМ, кг/см2, давление за турбиной низкого давления РТМ, кг/см2, и измеряем термопарами температуру газа за турбиной Т, К.

Далее определяем температуру газа перед турбиной на максимальном режиме ТГМ, К, любым известным способом, например, через уравнение теплового баланса:

T Г = q T ( H U η Г + n T 0 T 0 ) + c р в Т к T К c р в Т г T Г q T n T г

Затем двигатель выводится на форсажный режим на котором проводятся аналогичные измерения РКФ, кг/см2, РТФ, кг/см2, Т, К.

Далее рассчитываем коэффициенты к1 и к2. Данные коэффициенты определяются для каждого типа двигателя отдельно при специальных испытаниях.

Для определения коэффициента к1 определяем температуру газа на максимальном ТГМ и форсированном ТГФ режимах работы двигателя (указанные температуры вычисляются через уравнение теплового баланса). На этих же режимах соответственно термопарами измеряем температуру газа за турбиной низкого давления Т и Т и вычисляем по формуле коэффициент к1:

к1=ΔТГ/ΔТ4

Для определения коэффициента к2 на максимальном режиме работы двигателя приемниками полного давления измеряем давление перед турбиной Р1ТМ, давление за турбиной низкого давления РТМ и измеряем термопарами температуру газа за турбиной низкого давления Т. Далее аналогичные измерения выполняем на форсированном режиме работы двигателя и измеряем Р1ТФ, РТФ и Т. Вычисляем по формуле суммарную степень расширения газов на турбинах на максимальном πТМ и форсированном πТФ режимах:

π Т М = Р 1 Т М Р Т М

Далее рассчитываем коэффициент к2 по формуле:

к 2 = Т 4 Ф Т 4 М π Т Ф π Т М

Затем рассчитываем температуру газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя ТГФ, К, по формуле:

Т Г Ф = Т Г М + к 1 ( ( Т 4 ф T 4 М ) + к 2 ( Р К Ф Р Т Ф Р К М Р Т М ) )

Способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя, характеризующийся тем, что измеряют на максимальном и форсажном режимах температуру газа за турбиной Т и Т, также измеряют на максимальном и форсажном режимах давление за компрессором РКМ и РКФ и за турбиной РТМ и РТФ, далее определяют температуру газа перед турбиной на максимальном режиме перед включением форсажа ТГМ, затем определяют температуру газа перед турбиной на форсажном режиме ТГФ, по формуле:
Т Г Ф = Т Г М + к 1 ( ( Т 4 ф T 4 М ) + к 2 ( Р К Ф Р Т Ф Р К М Р Т М ) ) , где
к1 - коэффициент, учитывающий работу форсажного насоса, определяемый по формуле:
к1=ΔТГ/ΔТ4, где
ΔТГ - разница температуры газа перед турбиной на максимальном и форсажном режимах;
ΔТ4 - разница температуры газа за турбиной низкого давления на максимальном и форсажном режимах;
к2 - коэффициент, определяемый по формуле:
к 2 = Т 4 Ф Т 4 М π Т Ф π Т М , где
πТФ - степень расширения газа на турбине на форсажном режиме;
πТМ - степень расширения газа на турбине на максимальном режиме.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано при диагностировании двигателей внутреннего сгорания (ДВС). ДВС выводят номинальный тепловой режим и измеряют температурное поле на поверхности выпускного коллектора (ВК).

Изобретение относится к авиадвигателестроению и энергомашиностроению и может найти применение при доводке газотурбинных двигателей (ГТД), а также для создания систем диагностики колебаний.

Изобретение относится к способам технической диагностики дефектов элементов газотурбинного двигателя при его испытаниях и может найти применение при его доводке, а также для создания систем диагностики двигателя.

Изобретение относится к стендам для испытаний газотурбинных установок (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов магистральных газопроводов. Стенд включает в себя испытательный станок с установленной на нем платформой с ГТУ, выхлопное устройство, выполненное в виде выпускного вертикально расположенного газохода, в состав которого входит пристыкованный к выходу испытуемой ГТУ выпускной коллектор, расположенный выше него и присоединенный к нему термокомпенсирующий и виброгасящий блок, пристыкованный к термокомпенсирующему и виброгасящему блоку переходный канал, присоединенную к переходному каналу выхлопную трубу, верхний срез которой расположен выше входной шахты.

Изобретение может быть использовано при испытаниях объекта (О): транспортного средства (ТС), снабженного двигателем внутреннего сгорания (ДВС), в отношении мощностных показателей, выбросов загрязняющих веществ и топливной экономичности или ДВС в отношении его рабочих характеристик при работе на газовых топливах (ГТ).

Изобретение относится к авиации и может быть применено для определения запаса устойчивости входного устройства газотурбинных двигателей. При постоянной частоте вращения ротора двигателя при перемещении органа механизации воздухозаборника определяют программное и фактическое положения органа механизации, измеряют пульсации давления с помощью датчиков, установленных за входным устройством на входе в двигатель, по результатам измерений вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и среднеквадратичные отклонения (СКО) вейвлет-коэффициентов, сравнивая значения СКО с полученными во время предварительных испытаний их критическими значениями, при достижении СКО критических значений определяют критическое положение органа механизации и вычисляют запас устойчивости как разницу между программным и критическим положениями органа механизации.

Стенд для испытания мощного высокооборотного агрегата содержит соосно соединенные турбину, компрессор, электрогенератор и соединительную муфту для испытуемого высокооборотного агрегата, а также стендовые системы газоснабжения, водоснабжения, вакуумирования, электропитания, управления и измерений.

Изобретение относится к области измерительной техники, в частности к способам диагностики технического состояния новой техники, не имеющих аналогов. Способ включает испытания объектов до выработки ими ресурса на рабочих режимах работы с определением времени наработки до отказа.

Изобретение относится к контролю технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации, после технического обслуживания и/или ремонта.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в дизель-электрической системе привода. Технический результат - исключение перегрузки мощных полупроводников автономных выпрямителей импульсного тока со стороны генератора при проведении теста self-load-test.

Изобретение относится к машиностроению. Сущность изобретения: установка для испытаний кассетного нейтрализатора отработавших газов двигателя внутреннего сгорания содержит пористые проницаемые металлокерамические каталитические блоки фильтрации твердых частиц, пористые проницаемые металлокерамические окислительные и восстановительные каталитические блоки установлены с образованием кассет в секции. Установка снабжена входным и выходным патрубками, секцией приема очищенных газов и установлена на опорах, жестко связанных с секцией пористых проницаемых металлокерамических каталитических блоков фильтрации твердых частиц и секцией приема очищенных газов. Между последовательно расположенными секциями установлены промежуточные соединения, закрепленные на крестовинах и имеющие возможность перемещения в осевом и продольном направлениях относительно общей для всех секций оси. Секция с пористыми проницаемыми металлокерамическими восстановительными каталитическими блоками и секция с пористыми проницаемыми металлокерамическими окислительными каталитическими блоками, имеющие выпускные окна, установлены между секцией пористых проницаемых металлокерамических каталитических блоков фильтрации твердых частиц и секцией приема очищенных газов на общей для всех секций оси с возможностью поворота относительно последней и снабжены фиксаторами положения. На опорах смонтирована штанга, снабженная скользящими направляющими втулками, подсоединенными к промежуточным соединениям. Секции выполнены в виде барабанов. Техническим результатом изобретения является обеспечение идентичности условий и методов испытаний и возможности многовариантного подбора составов каталитических материалов для обеспечения эффективной системы очистки. 1ил.

Изобретения относятся к измерительной технике, в частности к области контроля состояния газотурбинных двигателей, и могут быть использованы для контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы. Способ состоит в том, что устанавливают спектр частот вибрационного сигнала, характерного для состояния работы двигателя и его компонентов, используют множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа компонента двигателей. При этом в спектре идентифицируют точки кривых, которые отвечают математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, для каждой идентифицированной кривой, соответствующей дефекту компонентов двигателя, анализируют амплитуду, связанную с точками кривой, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, соответствующим степени серьезности дефекта, и при превышении значения амплитуды или при обнаружении ненормальной работы передают сообщение, связанное с вибрационной сигнатурой. Система содержит средства получения вибрационного сигнала, средства установления спектра частот вибрационного сигнала, базу данных, содержащую множество вибрационных сигнатур, средства идентификации в спектре частот вибрационной сигнатуры, средства анализа амплитуды и средства передачи сообщения, связанного с вибрационной сигнатурой. Технический результат заключается в улучшении качества контроля за состоянием газотурбинного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области испытаний и эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, а именно к контролю технического состояния во время их испытаний и эксплуатации для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. В качестве дополнительного параметра для оценки изменений технического состояния двигателя выбирают полную температуру газа за турбиной низкого давления − T 4 * , измеренную не менее чем в 8 точках, равномерно распределенных по окружности в характерном сечении, определяют среднюю температуру и предварительно устанавливают предельно допустимое отклонение средней температуры от ее исходного значения в процессе эксплуатации, определяют термопары с максимальным и минимальным значением температуры по измеренным текущим температурам двигателя в процессе эксплуатации, проводят оценку изменения технического состояния по предельно допустимым отклонениям от средней температуры, по предельно допустимым отклонениям разницы между максимальным и минимальным значением температуры, а по месту расположения термопар с максимальной и минимальной температурой определяется место расположения неисправного узла и причина неисправности. Оценку технического состояния производят при значениях разности температур − T 4 * в точках с максимальной и минимальной температурой не более 110°C, и отклонениях температуры по всем точкам от среднего значения не более 10°. Технический результат изобретения - повышение точности определения мест засорения, износа, повреждения проточной части газовоздушного тракта, надежности поддержания требуемого режимного состояния и эксплуатационных характеристик, эксплуатационной экономичности газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 3 табл.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий. Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами содержит барокамеру, выхлопной диффузор, кольцевой эжектор и соединенный с ним источник эжектирующего рабочего тела. Источник эжектирующего рабочего тела выполнен в виде парогенератора, образованного охватывающим диффузор кожухом, полость которого на входе сообщена с подводом охлаждающей жидкости, а на выходе с кольцевым эжектором. Стенд снабжен форсунками, размещенными в кольцевом эжекторе и имеющими программно разрушающиеся корпусы. Изобретение позволяет имитировать высотные условия при испытании ракетного двигателя с тонкостенным соплом на различных режимах его работы, включая период выключения, а также обеспечить сохранность элементов конструкции двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к электрическим испытаниям электрооборудования на восприимчивость к электромагнитному воздействию. Способ испытаний микропроцессорной системы управления двигателем автотранспортного средства на восприимчивость к электромагнитному воздействию, в котором испытуемую систему управления в составе транспортного средства подвергают импульсному воздействию электромагнитного излучения с помощью генератора грозового разряда. Испытуемую систему подвергают воздействию заданного количества несинхронизированных импульсов электромагнитного излучения, при этом количество импульсов электромагнитного излучения рассчитывают из формулы. Решение позволяет более достоверно оценить электромагнитную стойкость системы управления двигателем. 1 ил.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для диагностики положения направляющих аппаратов осевого компрессора ротора газотурбинной установки, например, авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Дополнительно задают допустимые значения отклонений от программного положения направляющих аппаратов на приемистости и торможении ротора компрессора, причем в качестве значений допустимых отклонений на приемистости и торможении используют значения заданного допустимого уровня отклонения положения направляющих аппаратов и заданной величины скорости изменения частоты вращения ротора компрессора, причем на режимах приемистости или торможения допустимое заданное значение отклонения положения направляющих аппаратов сравнивают с значением отклонения текущего положения направляющих аппаратов от программного, а допустимое значение величины скорости изменения частоты вращения ротора компрессора - с текущим ее значением и по результатам сравнения диагностируют положение направляющих аппаратов ротора компрессора на приемистости или торможении. Технический результат изобретения - повышение надежности диагностирования во всем диапазоне режимов его работы. 2 ил.

Изобретение относится к контролю технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации в реальном времени. Способ вибродиагностики двухвального газотурбинного двигателя включает измерение частоты вращения каждого ротора и выделение значений вибрации каждого ротора в зависимости от частоты его вращения, причем дополнительно по значениям частот вращения каждого ротора определяют расчетное значение частоты вращения и снимают значение вибрации на данной частоте, которое сравнивают с выделенными значениями вибрации каждого ротора, а также с заданным допустимым значением уровня вибрации двигателя на данной частоте и по результатам каждого сравнения определяют состояние газотурбинного двигателя. Технический результат изобретения - точность и надежность диагностики ГТД за счет определения неисправности трансмиссии каждого ротора отдельно, а также состояния межвального подшипника двигателя в широком диапазоне режимов работы двигателя независимо от конструкции межвального подшипника. 1 ил.

Способ определения эрозии крыльчатки центробежного турбокомпрессора ступени сжатия турбомашины. Крыльчатка (10) центробежного турбокомпрессора содержит ступицу (12), полотно (14), продолжающееся радиально от ступицы, и множество лопаток (16), установленных на крыльчатке. Полотно содержит индикатор (18) эрозии. Индикатор (18) эрозии содержит по меньшей мере одно ребро (20), выступающее радиально от периферийного края (22) полотна в положении задней кромки (16b) одной из лопаток (16). Причем ребро (20) имеет осевую толщину, которая меньше осевой толщины полотна (14) для образования уступа между плоской поверхностью ребра и поверхностью полотна, от которой продолжается лопатка. Для проверки вводят эндоскоп (40) в ступень (13) сжатия для проверки износа индикатора (18) эрозии крыльчатки. Исключена необходимость в демонтаже крыльчатки турбокомпрессора для проверки его эрозии, поскольку механик может проверить износ крыльчатки, направив камеру на индикатор износа. Затем, поворачивая крыльчатку турбокомпрессора, механик может легко проверить эрозию, создаваемую бороздами у хвостовиков каждой лопатки крыльчатки. Таким образом, степень эрозии можно определить при регламентном обслуживании, а не только при капитальном ремонте турбомашины. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение может быть использовано при диагностировании технического состояния двигателей внутреннего сгорания. Диагностирование проводят в процессе эксплуатации дизеля. Способ заключается в измерении перепада давления на масляном фильтре грубой очистки (ФГО), определении степени его загрязнения и определении степени износа подшипников коленчатого вала дизеля (ПКВД). Степень загрязнения ФГО определяют путем сравнения измеренного перепада давления с заданным порогом, в качестве которого принимают перепад давления на ФГО нового дизеля с незагрязненным фильтром. В случае превышения измеренной величины перепада давления заданного порога формируют сообщение о загрязненном состоянии ФГО. Определение степени износа ПКВД осуществляют при отсутствии превышения заданного порога перепада давления на ФГО, для чего производят серию не менее чем трех замеров перепада давления на ФГО на различных частотах вращения коленчатого вала дизеля по формуле:I=100(k-k0)/(kmax-k0), %, где I - степень износа подшипников, выраженная в процентах, k, k0 и kmax - коэффициенты, определяемые для диагностируемого дизеля, нового дизеля и дизеля с максимально допустимой степенью износа ПКВД соответственно. В случае превышения вычисленной величины степени износа ПКВД заданного порога формируют сообщение об аварийном состоянии дизеля, при этом значение коэффициента k определяют по формуле: k = ( ∑ p н ( i ) / ∑ p д ( i ) ) − 1, где p н ( i ) - величина давления перед фильтром грубой очистки масла для i-го измерения, p д ( i ) - величина давления после фильтра грубой очистки масла для i-го измерения. Техническим результатом изобретения является постоянное автоматическое диагностирование состояния ФГО и степени износа ПКВД без его разбора и вывода из эксплуатации. 2 ил.

Изобретение относится к области транспорта и может быть использовано в устройстве для диагностики неисправностей расходомера (11) воздуха в двигателе внутреннего сгорания. Техническим результатом является возможность установления неисправности расходомера воздуха в рабочем диапазоне низких объемов всасываемого воздуха. В устройстве для диагностики неисправности расходомера (11) воздуха расходомер (11) воздуха имеет неисправность, когда коэффициент отклонения, т.е. значение отклонения оцененного объема всасываемого воздуха относительно фактического объема всасываемого воздуха, полученного посредством расходомера (11) воздуха, превышает опорное значение для определения неисправности, определенное на основе частоты вращения двигателя (1) внутреннего сгорания. По мере того как частота вращения двигателя уменьшается, верхний предельный критерий диагностики увеличивается, а нижний предельный критерий диагностики снижается с тем, чтобы сужать область для определения того, что расходомер воздуха имеет неисправность. Следовательно, диагностика неисправностей расходомера (11) воздуха может заранее выполняться во всем диапазоне частот вращения двигателя, т.е. во всем рабочем диапазоне двигателя (1) внутреннего сгорания, тем самым не допуская ухудшения рабочих характеристик выпуска выхлопных газов, которое может возникать вследствие повреждения в расходомере (11) воздуха. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиации и предназначено для определения температуры газа при испытаниях и эксплуатации газотурбинных двигателей на форсажных режимах. Техническим результатом, объективно достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме за счет уменьшения расчетных величин и использования метода косвенного измерения. Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя измеряют на максимальном и форсажном режимах температуру газа за турбиной Т4М и Т4Ф, также измеряют на максимальном и форсажном режимах давление за компрессором РКМ и РКФ и за турбиной РТМ и РТФ, далее определяют температуру газа перед турбиной на максимальном режиме перед включением форсажа ТГМ. Затем приводится формула для определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме ТГФ.

Наверх