Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе



Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе
Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе

 


Владельцы патента RU 2533597:

Открытое акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (RU)

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при испытаниях самолетов с турбореактивными двигателями с топливо-масляными теплообменниками (ТМТ) для определения достаточности охлаждения масла в расчетных температурных условиях. Способ заключается в том, что выполняют полет на выбранном режиме, в процессе полета измеряют температуру топлива и температуру масла на входе в ТМТ, после полета определяют среднюю температуру топлива и максимальную достигнутую на выполненном режиме температуру масла, определяют температуру топлива при РТУ и начальную температуру масла на входе в ТМТ, после чего методом последовательных приближений вычисляют максимальную температуру масла на входе в ТМТ и сравнивают ее с предельно допустимой температурой, если максимальная температура масла на входе в ТМТ не превышает предельно допустимой температуры, делают вывод о достаточности охлаждения масла. Изобретение позволяет снизить эксплуатационные расходы при определении достаточности охлаждения масла в ТРД.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности к мерам по поддержанию стабильной работы турбореактивного двигателя (ТРД).

Для обеспечения надежной работы силовой установки, в частности ТРД, необходимо поддерживать определенную температуру ее элементов и систем, в том числе масляной системы. Превышение температуры может привести к перегреву ТРД. Во избежание перегрева необходимо отводить некоторое количество тепла посредством системы охлаждения.

Системы охлаждения подразделяются на две группы: воздушные и жидкостные. В первой группе двигательное масло охлаждается атмосферным воздухом в воздушно-масляном теплообменнике (ВМТ). Во второй группе масло охлаждается топливом (авиационным керосином) в топливно-масляном теплообменнике (ТМТ), обычно входящем в состав ТРД.

Проверка достаточности охлаждения масла в ТРД является одной из задач летных испытаний. Так как двигатель должен нормально работать в любых условиях, а наиболее тяжелые условия охлаждения получаются при высоких температурах наружного воздуха и высоких начальных температурах рабочих жидкостей (топлива, масла), то охлаждение рассчитывается и проверяется обычно не в условиях стандартной атмосферы (СА), а в так называемых «расчетных атмосферных температурных условиях» (РАТУ) или тем или иным образом специально назначенных расчетных температурных условиях (РТУ).

В качестве РАТУ иногда применяют следующий закон изменения температуры наружного воздуха с высотой:

tH=tН.СА+15°С,

где tH - принимаемая для расчета температура воздуха на высоте Н, tH.CA - температура воздуха на высоте Н в условиях стандартной атмосферы.

В некоторых случаях принимают, что по РАТУ температура у земли равна 40°C, а затем падает линейно по какому-либо закону. Иногда, наоборот, оценку работоспособности тех или иных агрегатов необходимо производить для низких температур воздуха [1. Ведров B.C., Тайц М.А. Летные испытания самолетов. Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1951, стр.28-29].

В других случаях для систем жидкостного охлаждения РТУ могут определяться температурой топлива в топливных баках самолета tm.РТУ, равной 45°C [2. Летные испытания специальных устройств и систем силовых установок самолетов и вертолетов. Под ред. Г.П. Долголенко. - М.: Машиностроение, 1984, стр.100-101].

Расчетные температурные условия могут также определяться различными эксплуатационными ограничениями. Например, температура топлива на входе в двигатель, по соображению термической стабильности, не должна превышать 120°C. Для учета этого ограничения tm.РТУ принимают равной 120°C. В общем случае tm.РТУ назначают в зависимости от эксплуатационных ограничений работы агрегатов топливной системы и проверки их работы в экстремальных условиях.

Степень охлаждения масла считается удовлетворительной, если в расчетных атмосферных условиях максимальная температура масла на входе в двигатель не превышает значений, предусмотренных руководством по эксплуатации:

tм.РАТУ≤tпред.ТУ.

Известен способ определения достаточности охлаждения масла с пересчетом в РАТУ, заключающийся в регистрации в процессе полета максимальной температуры масла на входе в двигатель tм, высоты полета Н (измеренной в километрах), температуры наружного воздуха tH и пересчета максимальной температуры масла, измеренной в фактических условиях летных испытаний, в максимальную температуру масла, соответствующую РАТУ по формуле

tм.РАТУ=tм+a м(45-6,5H-tН),

где а м - поправочный коэффициент, зависящий от температуры наружного воздуха и температуры масла, равный 0,3…1,0 [2. стр.101]. Недостатком этого способа является его ограниченное применение только для турбовинтовых двигателей (ТВД), оборудованных ВМТ.

Известен способ [1, стр.448-458] определения достаточности охлаждения масла с пересчетом в РАТУ, заключающийся в регистрации температуры масла на входе в двигатель tм, высоты полета Н (измеренной в километрах), температуры наружного воздуха tH.B и пересчета температуры масла, измеренной в фактических условиях летных испытаний, в максимальную температуру масла, соответствующую РАТУ, по формуле

где А - зависящий от типа двигателя коэффициент, определяемый экспериментально и имеющий значение порядка 200;

tН.РАТУ - значение температуры наружного воздуха, изменяющейся по какому-либо заданному закону, например,

tН.РАТУ=tН.СА+15,

где tH.СА - стандартная температура наружного воздуха на высоте Н.

Недостатком этого способа является то, что он применим только для поршневых двигателей, оборудованных ВМТ.

Известен экспериментальный способ определения достаточности охлаждения масла, при котором температурные характеристики масляной системы силовой установки самолета с двигателем, оборудованным топливо-маслянным теплообменником (ТМТ), определяются путем заправки в баки самолета топлива с температурой 45°C или проведения летных испытаний в климатических условиях, где температура окружающей среды не ниже 38°C [2, стр.99, 102]. Степень охлаждения масла считается удовлетворительной, если температура масла на выходе из двигателя (входе ТМТ) при заданных режимах полета и работы двигателя находятся в пределах, допустимых инструкцией по эксплуатации. Недостатком этого способа является необходимость специальной подготовки топлива (нагрева до 45°C) и поиска заданных климатических условий.

Наиболее близким к изобретению является способ, основанный на составлении дифференциального уравнения теплового баланса между нагревом масла в двигателе и охлаждением его в теплообменнике (в данном случае в ВМТ) [1, стр.459-462]. В результате его решения при заданной зависимости температуры наружного воздуха tH от высоты полета (в частности, при задании изменения tH в РАТУ) и заданных режимах полета и работы двигателя получают функциональную зависимость изменения температуры масла от высоты полета tм=f(Н), т.е. получают кривую разогрева. Для проверки достаточности охлаждения находят максимальную температуру масла на кривой разогрева и сравнивают с предельно допустимой температурой по техническим условиям. Недостатком этого способа является то, что он применим только для поршневых двигателей, оборудованных ВМТ.

Технический результат изобретения состоит в обеспечении возможности определения достаточности охлаждения масла в топливно-масляном теплообменнике (ТМТ) турбореактивного двигателя (ТРД) без специальной подготовки топлива (нагрева до 45°C с последующей заправкой в баки) или проведения летных испытаний в климатических условиях, где температура окружающей среды не ниже 38°C.

Технический результат достигается способом определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе с топливно-масляным теплообменником, включающем вычисление максимальной температуры масла на входе теплообменника и сравнение ее с предельно допустимой температурой, отличающийся тем, что выбирают критический в отношении перегрева масла режим полета, выполняют полет на выбранном режиме, в процессе полета измеряют температуру топлива и температуру масла на входе в топливо-масляный теплообменник, после полета определяют среднюю температуру топлива tm.Э.cp и максимальную достигнутую на выполненном режиме температуру масла tм.макс.Э, определяют температуру топлива на входе в топливо-масляный теплообменник при расчетных температурных условиях tm.РТУ, произвольно определяют начальную температуру масла на входе в топливо-масляный теплообменний tм.РТУ.0, после чего методом последовательных приближений вычисляют максимальную температуру масла на входе в топливо-масляный теплообменник по формуле

где ϑm(tm.РТУ) и сm(tm.РТУ) - соответственно вязкость и теплоемкость топлива при температуре tm.РТУ,

ϑм(tм.РТУ.i) и см(tм.РТУ.i) - соответственно вязкость и теплоемкость топлива при температуре tм.РТУ.i,

ϑm(tm.Э.cp) и cm(tm.Э.cp) - соответственно вязкость и теплоемкость топлива при температуре tm.Э.cp,

ϑм(tм.макс.Э) и cм(tм.макс.Э) - соответственно вязкость и теплоемкость масла при температуре tм.макс.Э.

αм(tм.РТУ.i) и αм(tм.макс.Э) - коэффициенты теплоотдачи от масла к стенкам трубок ТМТ соответственно при температурах tм.РТУ.i и tm.Э.cp,

αm(tm.РТУ) и αm(tm.Э.cp) - коэффициент теплоотдачи от стенок трубок ТМТ к топливу соответственно при температурах tm.РТУ и tм.макс.Э,

до тех пор пока разница вычисленных температур масла в текущем и предыдущем приближениях не станет меньше предопределенной величины δ.

Способ позволяет по экспериментальным данным, полученным в одних условиях, без проведения нового летного эксперимента определить ожидаемую максимальную температуру масла при иной температуре топлива и сделать вывод о достаточности охлаждения масла.

Предлагаемый способ может быть реализован для системы охлаждения турбореактивного двигателя с ТМТ. В такой системе охлаждения нагретое масло из двигателя откачивается маслонасосами и подается в ТМТ для охлаждения, затем вновь поступает в двигатель. Топливо, поданное из топливного бака в двигатель, пройдя ТМТ и охладив масло, поступает в камеру сгорания. В такой системе охлаждения можно считать, что температура масла на входе в двигатель равна температуре масла на выходе из ТМТ, температура масла на выходе из двигателя равна температуре масла на входе в ТМТ. В этой системе принято называть температурой топлива на входе в двигатель температуру топлива на входе в ТМТ.

Предлагаемый способ заключается в следующем.

1. Выбирают режим полета (высоту полета и условия работы двигателя), на котором перегрев масла наиболее возможен (режим является критическим в отношении перегрева масла), который известен из практики летных испытаний.

Выполняют полет на выбранном режиме и в процессе полета периодически измеряют на входе в ТМТ температуру топлива и температуру масла. После полета определяют среднюю температуру топлива tm.Э.ср и максимальную достигнутую на выполненном режиме температуру масла tм.макс.Э.

2. По полученным температурам tm.Э.cp и tм.макс.Э вычисляют для известных марок масла и топлива комплексный параметр КЭ

где ϑm(tm.Э.cp) и cm(tm.Э.cp) соответственно вязкость и теплоемкость топлива при температуре tm.Э.cp,

ϑм(tм.макс.Э) и cм(tм.макс.Э) - соответственно вязкость и теплоемкость масла при температуре tм.макс.Э,

αм(tм.макс.Э) - коэффициент теплоотдачи от масла к стенкам трубок ТМТ при температуре tм.макс.Э,

αm(tm.Э.cp) - коэффициент теплоотдачи от стенок трубок ТМТ к топливу при температуре tm.Э.cp.

3. Исходя из допустимых условий по эксплуатации (эксплуатационных ограничений работы агрегатов топливной системы) определяют (иногда назначают) температуру топлива на входе в ТМТ при РТУ tm.РТУ. Произвольно определяют начальную температуру масла на входе в ТМТ tм.РТУ.0 (i=0).

4. Далее температуру масла на входе в ТМТ вычисляют методом последовательных приближений следующим образом.

Вычисляют комплексный параметр КРТУ.i:

где ϑm(tm.РТУ) и сm(tm.РТУ) - соответственно вязкость и теплоемкость топлива при температуре tm.РТУ,

ϑм(tм.РТУ.i) и см(tм.РТУ.i) - соответственно вязкость и теплоемкость топлива при температуре tм.РТУ.i,

αм(tм.РТУ.i) - коэффициенты теплоотдачи от масла к стенкам трубок ТМТ при температуре tм.РТУ.i,

αm(tm.РТУ) - коэффициент теплоотдачи от стенок трубок ТМТ к топливу при температуре tm.РТУ.

Определяют отношение К Р Т У . i К Э .

Определяют температуру масла на входе в ТМТ в следующем приближении (i=i+1):

Таким образом, следующее приближение значения температуры масла на входе в ТМТ определяют по формуле:

5. Сравнивают вычисленную таким образом температуру масла с температурой масла, вычисленной в предыдущем приближении. Если расхождение превышает или равно заранее предопределенной величине δ (|tм.РТУ.i+1-tм.РТУ.i|≥δ), вычисляют температуру масла на входе в ТМТ в следующем приближении по формуле (3). Эти действия выполняют до тех пор, пока разница вычисленных температур масла в текущем и предыдущем приближениях не станет меньше заданной величины δ:

|tм.РТУ.i+1-tм.РТУ.i|<δ.

Величина δ не должна быть больше абсолютной погрешности датчика, которую можно определить из паспорта на датчик. Обычно величина абсолютной погрешности датчиков, используемых для измерения температуры топлива и масла, находится в диапазоне 0,5…2.0 градусов).

Начальную температуру масла на входе в ТМТ tм.РТУ.0 рекомендуется выбирать на 10…30 градусов больше максимальной достигнутой на выполненном режиме температуры масла tм.макс.Э.

6. Вычисленную температуру сравнивают с предельно допустимой по техническим (эксплуатационным) условиям tпред.TУ. В случае, если вычисленная температура не превышает предельно допустимую, делают вывод о достаточности охлаждения масла при РТУ.

Обоснование расчетных формул.

В статье [3. Царев В.А. «Теоретические исследования температурного состояния самолетных систем», Отраслевой научно-технический журнал «Техника воздушного флота», Том LXXVII, №3 (662), 2003, стр.20-26] получены системы дифференциальных уравнений, описывающих температурное состояние рабочих жидкостей для различных схем систем охлаждения. В частности, для случая, когда нет перепуска в расходный топливный бак самолета и топливо поступает непосредственно в ТМТ, используется дифференциальное уравнение вида

где t - время,

tм - температура масла на входе в ТМТ (выходе из двигателя), °C;

tm.Э.cp - температура топлива на входе в ТМТ, °C;

см - удельная теплоемкость масла, ккал/кг град;

mм - емкость масляной системы (количество масла в масляной системе), кг;

q - количество тепла, подводимого к маслу в двигателе (теплоотдача двигателя в масло), ккал/с,

k - коэффициент теплопередачи теплообменника, ккал/м2 с град,

F - площадь теплообмена, м2;

Gм; Gm - массовые расходы соответственно масла и топлива через ТМТ, кг/с;

сm - удельная теплоемкость топлива, ккал/кг град.

Так как коэффициент теплопередачи теплообменника

где αм, αm - коэффициенты теплоотдачи от масла к стенкам трубок ТМТ и от стенок ТМТ к топливу соответственно, ккал/м2 с град, то

Общее решение уравнения, выражающего изменение температуры масла в процессе выполнения заданного режима работы двигателя и полета самолета, следующее

где С0 - постоянная интегрирования.

Найдем постоянную интегрирования при начальных условиях tм/t=0=tм0. Температура масла tм0 в начальный момент времени t=0 равна

tм00Эq+tm.Э.ср.

Поэтому С0=tм0-KЭq-tm.Э.cp и

Поскольку рассматривается процесс разогрева, то температура масла в начальный момент tм0 самая низкая в данном процессе. Поэтому первое слагаемое, содержащее экспоненциальную функцию, во времени уменьшается, a tм (t) стремится к своему максимальному значению tм.макс.Э=KЭq+tm.Э.cp.

Таким образом, максимальная температура масла, полученная при выполнении заданного режима работы двигателя и полета самолета, равна

tм.макс.ЭЭq+tm.Э.cp.

Аналогично, для других условий, в частности РТУ, можно записать

tм.РТУРТУq+tm.РТУ.

Выражая q и подставляя в последнее уравнение, получим выражение для определения температуры масла в РТУ

Таким образом, для определения максимальной температуры масла в РТУ нужно вычислить относительное изменение К Р Т У К Э . Для вычисления К Р Т У К Э следует определить каждое слагаемое, входящее в выражение (4), при фактических температурных условиях и при РТУ.

Коэффициенты теплоотдачи определяются из зависимостей:

где Nuм, Num - значения критериев Нуссельта, характеризующих конвективный теплообмен между средой и поверхностью теплообмена;

λм, λm, к к а л м × с × К - теплопроводность масла и топлива;

Dм, Dm, м - наружный (для масла) и внутренний (для топлива) диаметр трубок ТМТ.

Из теории подобия тепловых процессов известно, что критерий Нуссельта есть функция двух критериев: Прандтля ( Pr м = c м ρ м ν м λ м (по маслу) и Pr m = c m ρ m ν m λ m (по топливу)) и Рейнольдса ( Re м = Q м D м F м ν м (по маслу) и Re m = Q m D m F m ν m (по топливу)),

где ρм, ρm - плотность соответственно масла и топлива, к г м 3 ;

νм, νm - вязкость соответственно масла и топлива, м 2 с ;

Fм, Fm - площадь проходных сечений в ТМТ соответственно для масла и топлива, м2;

Qм, Qm - объемный расход через ТМТ соответственно масла и топлива, м 3 с .

Объемные расходы можно определить через перепад давления Δр из соотношений

где dм, lм, dm, lm - диаметр и длина подводящего к ТМТ трубопровода соответственно для масла и топлива.

Так как на установившемся режиме, при постоянных оборотах роторов двигателя, перепад давления Δр практически постоянный (регулирующая аппаратура держит постоянное давление), то на расход влияет только вязкость и плотность жидкости.

Для топлива:

Num=0,17Re m 0,33 Pr m 0,43 - при ламинарном течении топлива внутри трубок ТМТ,

Num=0,021Re m 0,8 Pr m 0,43 - при турбулентном течении топлива внутри трубок.

Для масла:

Nuм=0,41Re м 0,6 Pr м 0,33 - при расположении трубок в шахматном порядке,

Nuм=0,23Re m 0,65 Pr m 0,33 - при коридорном расположении трубок в ТМТ.

По известным значениям Nuм, Num находят с точностью до постоянных, входящих в формулы геометрических параметров, коэффициенты теплоотдачи αм, αm.

[4. Домотенко Н.Т, Кравец А.С и др. «Авиационные силовые установки. Системы и устройства». - М.: Транспорт, 1976, с.100-109, 220-223] Выведем выражение для αм.

α м N u м λ м D м .

Критерий Нуссельта при расположении трубок в ТМТ в шахматном порядке следующий

С учетом согласования размерности получим следующее выражение для αм:

Таким образом,

где k1 - коэффициент, учитывающий все постоянные параметры и константы и равный

Аналогично получим

где

Коэффициенты k1, k2, k3, k4, определенные из опыта и учитывающие входящие в формулы постоянные значения и геометрические параметры, примерно равны:

k1=1; k2=1; k3=0,2×10-3; k4=0,45×10-3.

Теплофизические свойства масла и топлива, входящие в формулы (вязкость, плотность, теплоемкость, теплопроводность), зависят от температуры. Их численные значения представлены в справочниках и отраслевых стандартах. Они также могут быть рассчитаны по формулам. Например, для двигательного масла ИПМ-10 применяются следующие расчетные формулы в зависимости от температуры масла t м о С :

, м2/с, для определения вязкости;

ρм=(0,8267-5,68×10-4 tм)103, кг/м3, для определения плотности;

см=0,476+8,37×10-4 tм, ккал/кг град, для определения теплоемкости;

λ м = 0,1451 1,76 × 10 4 t м 4185 , ккал/м с град, для определения теплопроводности.

Для топлива марки ТС-1 известны следующие формулы зависимости параметров топлива от температуры топлива t m о С :

для определения вязкости;

ρm=(0,775-(tm-20)(18,310-13,233×0,775)10-4)103, кг/м3, для определения плотности;

с m = 0,403 0,779 ( 1 + 0,002 t m ) , ккал/кг град, для определения теплоемкости;

λ m = 0,28 × 10 4 0,779 ( 1 0,0011 t m ) , ккал/м с град, для определения теплопроводности.

[5. Чертков Я.Б. «Современные и перспективные углеводородные реактивные топлива»; Издательство «Химия»; Москва, 1968, с.58, 96-99, 134]

[6. Шишков И.Н, Белов В.Б. «Авиационные горюче-смазочные материалы и специальные жидкости»; Издательство «Транспорт»; Москва, 1979, с.130]

[7. Дубовкин Н.Ф. «Справочник по углеводородным топливам и их продуктам сгорания». - М.-Л.: Госэнергоиздат, 1962, с.66-68, 111-112]

[8. Отраслевой стандарт. Масла для авиационных газотурбинных двигателей. ОСТ 100148-75]

Теперь можно по теплофизическим параметрам, зависящим от температуры и входящим в расчетные формулы, подсчитать относительное изменение отношения К Р Т У К Э при фактических температурах, полученных при летных испытаниях, и температурах РТУ и рассчитать максимальную температуру масла на входе в ТМТ. При этом геометрические параметры, входящие в формулы, не изменяются, а теплоотдача двигателя в масло и расход топлива при неизменных режимах полета и программах регулирования двигателя изменяются незначительно и на относительное изменение существенно не влияют.

Пример 1.

1. При выполнении заданного режима работы двигателя и полета самолета получена максимальная температура масла на входе в ТМТ tм.макс.Э=133,5°C при средней температуре топлива на входе в ТМТ tm.Э.cp=61°C. Используемое топливо марки ТС-1, используемое масло марки ИПМ-10. Надо определить при выбранных величинах: δ=1°C и tм.РТУ.0=150°C на том же режиме работы двигателя и полета самолета ожидаемую максимальную температуру масла на входе в ТМТ при температуре топлива на входе в ТМТ в РТУ tm.РТУ, равной 72°C, и сравнить ее с предельно допустимой температурой.

2. Вычисляют температуру масла в первом приближении (i=1):

3. Так как |tм.РТУ.1-tм.РТУ.0|=|132,479-150|≥1, то полученное значение tм.РТУ.1=132,479 подставляют в формулу для определения КРТУ.1 и получают температуру масла во втором приближении (i=2):

В третьем приближении (i=3):

В четвертом приближении (i=4):

В пятом приближении (i=5):

В шестом приближении (i=6):

Здесь разница температур меньше 1°C, поэтому принимают расчетную максимальную температуру масла на входе в ТМТ равной 138,6. Температура масла, полученная при этих условиях в эксперименте, равна 140°C. Таким образом, разница между расчетным значением и экспериментальным составила 1,4°C, что является вполне удовлетворительным результатом.

Предельно допустимая температура масла на входе в ТМТ по техническим условиям равна 200°C. Поэтому делают вывод о том, что охлаждение масла является достаточным.

Пример 2.

1. При тех же исходных данных надо определить температуру масла на входе в ТМТ и достаточность охлаждения масла, если температура топлива на входе в ТМТ равна значению при РТУ 120°C.

2. Определяют температуру масла в первом приближении (i=1):

3. Вычисляют температуру масла во втором приближении (i=2):

В третьем приближении (i=3):

В четвертом приближении (i=4):

Предельно допустимая температура масла на входе в ТМТ по техническим условиям равна 200°C. Рассчитанная температура 165,4°C не превышает предельно допустимой, поэтому дают вывод, что система охлаждения масла является достаточной.

Для реализации вычислительной части предлагаемого способа разработана программа в среде математической системы «Mathcad».

Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе с топливно-масляным теплообменником, включающий вычисление максимальной температуры масла на входе теплообменника и сравнение ее с предельно допустимой температурой, отличающийся тем, что выбирают критический в отношении перегрева масла режим полета, выполняют полет на выбранном режиме, в процессе полета измеряют температуру топлива и температуру масла на входе в топливо-масляный теплообменник, после полета определяют среднюю температуру топлива tm.Э.cp и максимальную достигнутую на выполненном режиме температуру масла tм.макс.Э, определяют температуру топлива на входе в топливо-масляный теплообменник при расчетных температурных условиях tm.PTУ, произвольно определяют начальную температуру масла на входе в топливо-масляный теплообменний tм.PTУ.0, после чего методом последовательных приближений вычисляют максимальную температуру масла на входе в топливо-масляный теплообменник по формуле
t м . Р T У . i + 1 = ( t м . м а к с . Э t m . Э . с р ) ϑ m ( t m . Р Т У ) с m ( t m . Р Т У ) + ϑ м ( t м . Р Т У . i ) с м ( t м . Р Т У . i ) + 0,0002 α m ( t m . Р Т У ) + 0,00045 α м ( t м . Р Т У . i ) ϑ m ( t m . Э . с р ) с m ( t m . Э . с р ) + ϑ м ( t м . м а к с . Э ) с м ( t м . м а к с . Э ) + 0,0002 α m ( t m . Э . с р ) + 0,00045 α м ( t м . м а к с . Э ) + t m . Р Т У , i=0, 1, 2, …,
где ϑm(tm.РТУ) и сm(tm.PTУ) - соответственно вязкость и теплоемкость топлива при температуре tm.PTУ,
ϑм(tм.РТУ.i) и см(tм.PTУ.i) - соответственно вязкость и теплоемкость масла при температуре tм.PTУ.i,
ϑm(tm.Э.cp) и cm(tm.Э.cp) - соответственно вязкость и теплоемкость топлива при температуре tm.Э.cp,
ϑм(tм.макс.Э) и cм(tм.макс.Э) - соответственно вязкость и теплоемкость масла при температуре tм.макс.Э,
αм(tм.РТУ.i) и αм(tм.макс.Э) - коэффициенты теплоотдачи от масла к стенкам трубок ТМТ соответственно при температурах tм.РТУ.i и tm.Э.ср,
αm(tm.РТУ) и αm(tm.Э.cp) - коэффициент теплоотдачи от стенок трубок ТМТ к топливу соответственно при температурах tm.РТУ и tм.макс.Э,
до тех пор, пока разница вычисленных температур масла в текущем и предыдущем приближениях не станет меньше предопределенной величины δ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам для измерения параметров систем двигателя внутреннего сгорания и может быть использовано для диагностирования двигателей внутреннего сгорания.

Способ может применяться при эксплуатации ДВС с устройствами для записи индикаторных диаграмм. Для диагностирования поршневого уплотнения записывают индикаторную диаграмму в цилиндре на назначенном режиме работы двигателя.

Устройство для диагностики технического состояния механизмов относится к измерительной технике и может быть использовано для диагностики технического состояния возвратно-поступательных механизмов и других механизмов циклического действия по их вибрационным характеристикам как в автомобильном, железнодорожном, авиационном, морском, речном и других видах транспорта, так и в различной механической технике.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники.

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой.

Изобретение может быть использовано для определения общего технического состояния их смазочной системы. Перед определением общего технического состояния смазочной системы двигателя внутреннего сгорания, очищают масляный фильтр.

Изобретение относится к области транспорта и может быть использовано для оценки массы Ма свежего воздуха, поступающего внутрь камеры сгорания цилиндра двигателя.

Изобретение относится к энергомашиностроению и представляет собой способ диагностики флаттера лопаток рабочего колеса в составе осевой турбомашины на заданном рабочем режиме.

Изобретение относится к авиации, в частности к способу определения настроечного значения температуры газа для выключения охлаждения турбины при испытаниях и эксплуатации газотурбинного двигателя.

Изобретение может быть использовано для определения замеров параметров отработавших газов (ОГ) ДВС. Способ заключается в отборе газов в пробоотборник и последующем анализе материала пробы.

Изобретение относится к области пневматических испытаний и может быть использовано в установке, предназначенной для пневматических испытаний на детали (2) турбомашины летательного аппарата, содержащей контур течения газового потока. Сущность: герметизирующая головка (22) содержит герметизирующий элемент (26), пересекаемый внутри проходом для течения газового потока. Причем герметизирующий элемент (26) имеет герметизирующую поверхность (36), предназначенную для вхождения в контакт с испытуемой деталью на уровне отверстия (40), предназначенного для подачи в нее газового потока. Кроме того, герметизирующая головка (22) содержит средства (38) центрирования герметизирующего элемента (26) относительно отверстия (40) испытуемой детали. При этом средства (38) центрирования жестко соединены с герметизирующим элементом (26) и выступают вперед из герметизирующей поверхности (36), имеющей внешнюю часть (44), окружающую эти средства центрирования. Технический результат: повышение скорости и достоверности результатов испытаний детали турбомашины летательного аппарата. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение касается технического диагностирования теплообменных аппаратов и циркуляционных насосов (ЦН) системы охлаждения дизеля тепловоза. Способ заключается в измерении перепада давления ΔР воды на радиаторе (Р) системы охлаждения (СО), частоты вращения f коленчатого вала дизеля, от которого приводится во вращение ЦН, и температуры охлаждающей жидкости T. При этом контролируется диапазон изменения температуры Т, и если диапазон соответствует установившемуся режиму работы СО, осуществляется запись массива параметров перепада давления ΔPi и частоты вращения fi за заданный промежуток времени при различных позициях контроллера машиниста. Далее вычисляется коэффициент, по отклонению которого от эталонного значения определяется степень загрязнения секций Р или снижение производительности ЦН. Технический результат заключается в снижении трудоемкости, возможности одновременного диагностирования состояния секций Р и ЦН системы охлаждения тепловоза без снятия оборудования с тепловоза, повышение достоверности диагностирования. 2 ил.

Изобретение может быть использовано для определения технического состояния двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Способ заключается в том, что получают индикаторную диаграмму, разбивают ее на участки и определяют показатели политроп сжатия и расширения. Измерение давления в цилиндре производят синхронно с измерением угла поворота коленчатого вала на тактах сжатия и расширения при подаче и без подачи топлива на контролируемых режимах работы ДВС. Измеренные значения давлений в цилиндре приводят к стандартным атмосферным условиям, фиксируют углы поворота коленчатого вала и определяют соответствующие им временные интервалы. Показатели политроп сжатия и расширения определяют по углу поворота коленчатого вала и по временным интервалам. Сравнивают их с эталонными значениями, по отклонениям оценивают техническое состояние цилиндропоршневой группы. Технический результат заключается в повышении точности и достоверности идентификации технического состояния цилиндропоршневой группы ДВС. 1 ил.
Изобретение относится к способам сортировки элементов двигателей различного назначения, бывших или находящихся в эксплуатации, в частности к способам дефектации партий элементов в виде блоков сопловых лопаток турбин высокого давления для газотурбинного двигателя и их последующей сортировки на пригодные к эксплуатации и подлежащие восстановлению. В данном способе для элементов в виде блоков сопловых лопаток турбин высокого давления газотурбинного двигателя в качестве рабочей жидкости используют воду с давлением Рвх=1,4…1,6 кгс/см2, в качестве характеристик воды до исследуемого элемента измеряют перепад давления на мерном участке, определяют расход воды через щель, отверстия в блоке и лопатках и рассчитывают текущие расходы Gщели; Gотв «С»; и Gотв.бл, а оценку элементов производят путем сравнения рассчитанных текущих расходов с заранее установленными оптимальными интервалами их значений, где Gщели - расход воды через щель одной лопатки; Gотв «С» - суммарный расход воды через все отверстия блока; Gотв.бл - среднеарифметический расход воды через отверстия одной лопатки. Расход воды через щель, отверстия в блоке и лопатках определяют с помощью прибора прямого и/или косвенного измерения, а в качестве исследуемых элементов используют новые и/или бывшие в эксплуатации элементы. Технический результат изобретения - такой способ позволит сократить количество необоснованно выбракованных и необоснованно признанных годными для эксплуатации блоков сопловых лопаток, повысить надежность и качество сборки и ремонта газотурбинных двигателей, снизить затраты. 2 з.п. ф-лы, 1 табл.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к установке для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Установка дополнительно содержит изолированную сменную камеру с магистралью суфлирования, генератор воздушно-масляной сети, магистраль подключения к источнику сжатого воздуха, при этом вход насоса откачки масла сообщен с выходом изолированной сменной камеры, соответствующей по объему той масляной полости, которую на двигателе обслуживает этот насос, сменная камера снабжена мерным стеклом и магистралью суфлирования с устройством регулировки проходного сечения, вход сменной камеры сообщен с выходом генератора воздушно-масляной смеси, выполненного в виде смесительного устройства, генератор воздушно-масляной сети сообщен магистралями через дроссельные краны с выходом из насоса подачи масла и с источником сжатого воздуха. Изобретение обеспечивает повышение качества и точности проводимых испытаний за счет создания на установке условий работы маслонасосов, максимально приближенных к реальным условиям их эксплуатации, а также обеспечивает возможность проведения высотных испытаний маслонасосов без усложнения испытательной установки и дополнительных энергозатрат. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области редукторных установок для моторостроения, в частности, к стендовым редукторным установкам для испытания двигателей, содержащим зубчатые редукторы и нагрузочные устройства. Технический результат изобретения - повышение надежности, оптимизация и упрощение условий проведения испытаний двигателей различных типов, в частности судовых газотурбинных и дизельных, путем применения двухвальной стендовой редукторной установки с нагрузочным устройством, которая позволяет попеременно испытывать двигатели с тремя различными диапазонами оборотов (частот вращения) и мощностей. В зубчатом редукторе низкооборотный вал, пропущенный соосно с возможностью посредством муфты попеременного соединения с ним сквозь зубчатое колесо первой ступени, находящееся в зацеплении с шестерней высокооборотного вала, жестко связан с шестерней, являющейся солнечной в выполненной планетарной второй ступени с эпициклом с тормозным устройством, с сателлитными шестернями, установленными с возможностью вращения на осях, укрепленных в установленном с возможностью вращения водиле, выполненном с возможностью попеременного соединения посредством муфты с низкооборотным валом и соединенном со стороны, противоположной размещению двигателей, с валом нагрузочного устройства, при этом возможно попеременное присоединение силовых валов двигателей с разными диапазонами оборотов и мощностей посредством соединительных муфт к выходным концам высокооборотного или низкооборотного валов. 2ил. .
Способ диагностирования ГТУ может быть использован при эксплуатации компрессорных станций. Разработчик ГТУ на месте эксплуатации проводит анализ изменения параметров двигателя ГТУ в процессе эксплуатации относительно полученных параметров при приемо-сдаточных испытаниях на заводе-изготовителе, затем выполняет оценку мощности, вырабатываемой на валу свободной турбины двигателя, на ее соответствие мощностной характеристике руководства по эксплуатации с учетом установки на двигателе регулировки ограничения максимальной температуры газа за свободной турбиной. Далее определяет фактическую мощность на валу свободной турбины, приведенную по давлению окружающей среды и уточненную при текущих значениях температуры входа в двигатель и температуры в выходном устройстве, и определяет запасы до контуров ограничения частоты вращения двигателя приведенной, номинальной и температуры свободной турбины, ограниченной до номинального режима. Проводит анализ количества и периодичность выполненных промывок газовоздушного тракта двигателя ГТУ за период эксплуатации, а также оценку эффективности указанных промывок путем сравнения отклонений значений параметров до и после промывок от данных приемо-сдаточных испытаний. Выполняет оценку изменения параметров маслосистемы двигателя и вибрационных параметров двигателя, проводит визуально-оптический контроль газовоздушного тракта двигателя ГТУ с применением промышленного эндоскопа, а именно осмотр компрессора газогенератора, камеры сгорания, турбины высокого давления, свободной турбины. Проводит анализ выполненных мероприятий, направленных на стабилизацию и улучшение рабочих параметров, ресурса и надежности работы ГТУ и анализ результатов проведенных технических обслуживании и ремонтов ГТУ за все время эксплуатации, подготавливает заключение о возможности или невозможности увеличения периодичности регламента технического обслуживания и/или ремонта до расчетных показателей, а именно по техническому состоянию ГТУ. Технический результат изобретения - повышение показателей надежности при эксплуатации ГТД.

Изобретение относится к области испытания устройств на герметичность и может быть использовано для оценки герметичности корпуса сервопривода. Сущность: устройство (1) оценки герметичности корпуса (3) сервопривода (4) включает: сервопривод (4), имеющий электродвигатель (11), предназначенный для создания движения механической составляющей, устройство (12) определения положения механической составляющей, сменным образом присоединенное к соединителю (15), механическое устройство (13), сменным образом присоединенное к соединителю (16); средство (2) всасывания потока, соединенное с сервоприводом (4) через отверстие в корпусе (3), закрываемое посредством пробки (8); средство (6) предотвращения прохождения потока между средством (2) всасывания газа и корпусом (3) в направлении, обратном направлению всасывания; средство (7) измерения давления внутри корпуса. Способ оценки герметичности корпуса (3) сервопривода (4) включает следующие этапы: этап снижения давления внутри корпуса (3) от начального до заданного давления; этап определения изменения давления внутри корпуса (3) в зависимости от времени в течение определенного временного интервала, когда давление внутри корпуса (3) становится равным заданному давлению; этап оценки герметичности корпуса (3) сервопривода (4) в соответствии с определенным изменением давления. Технический результат: упрощение и повышение надежности оценки герметичности корпуса сервопривода. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение может быть использовано при обкатке двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Способ создания нагрузки при испытаниях и обкатке заключается в том, что нагрузку создают тормозным моментом от собственной компрессии ДВС при закрытых впускном и выпускном коллекторах. Регулирование нагрузки на этапах приработки производят путем создания равного удельного давления сжатого воздуха в коллекторах ДВС. Давление рассчитывается формуле P a = 0 , 1 ⋅ ( 1 − Δ i 100 ) + Δ i ⋅ P z ( ∂ ) 100 ⋅ ε n 1 , где Ра - давление сжатого воздуха, создаваемое во впускном и выпускном коллекторах ДВС, МПа; Δi - доля удельного давления сжатия над поршнем от Pz(∂), %; Pz(∂) - действительное давление конца сгорания ДВС, МПа; ε - степень сжатия. При прокрутке ДВС на коленчатом валу создается тормозной момент с амплитудно-частотной характеристикой, близкой к реальной эксплуатационной нагрузке. Технический результат заключается в расширении технологических возможностей испытания агрегатов на долговечность, а также определения их технического состояния после ремонта в условиях, близких к реальным условиям эксплуатации. 2 ил.
Изобретение относится к способу комплексной диагностики технического состояния межроторных подшипников двухвальных авиационных и наземных газотурбинных двигателей методами вибродиагностики и может быть использовано в авиадвигателестроении. Вибродатчик устанавливают на вибровод, который фиксируют в окне осмотра передней части рабочих лопаток турбины высокого давления изолированно от корпуса двигателя. Вибровод устанавливают в упор к полке лопатки турбины высокого давления вблизи диагностируемого подшипника, величину прижима регулируют демпферной пружиной. Для оценки величины амплитуды вибрации, возбуждаемой межроторным подшипником, производят раскрутку ротора низкого давления с помощью ручного привода до частоты вращения 60-100 об/мин. Определяют значение пик-фактора и делают вывод о техническом состоянии межроторного подшипника. Технический результат изобретения - повышение достоверности результата при проведении оценки технического состояния межроторного подшипника.
Наверх