Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий. Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя включает его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике получаемой при измерении температуры газа за турбиной при испытании двигателя в наземных условиях,

где - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях;

- расчетная температура газа перед турбиной,

при этом дополнительно измеряют температуру газа за турбиной при испытании, имитирующем полетные условия, сравнивают характеристики и

где - расчетная температура газа перед турбиной;

- температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях;

- температура газа за турбиной, измеренная при испытании, имитирующем полетные условия,

и в случае несовпадения данных характеристик осуществляют корректировку настройки ограничителя с учетом разницы температур и . 1 ил.

 

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, и может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов.

Известен способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя, включающий его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике

где - температура газа за турбиной;

- температура газа перед турбиной

(Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей. М., Транспорт, 1976, с. 152-153).

Недостаток известного способа заключается в том, что ограничитель, настроенный в условиях стенда на максимальный уровень температуры газа перед турбиной , поддерживает данный уровень и в условиях эксплуатации, что приводит к ограничению допустимой температуры газа перед турбиной в условиях эксплуатации.

Технический результат предложенного способа - обеспечение возможности настройки ограничителя с учетом полетных условий.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя, включающий его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике получаемой при измерении температуры газа за турбиной при испытании двигателя в наземных условиях,

где - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях;

- расчетная температура газа перед турбиной,

согласно изобретению дополнительно измеряют температуру газа за турбиной при испытании, имитирующем полетные условия, сравнивают характеристики и

где - расчетная температура газа перед турбиной;

- температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях;

- температура газа за турбиной, измеренная при испытании, имитирующем полетные условия,

и в случае несовпадения данных характеристик осуществляют корректировку настройки ограничителя с учетом разницы температур и

На чертеже представлены графики характеристики полученные при различных режимах испытания.

Способ реализуется следующим образом.

Проводят стендовые испытания двигателя в наземных условиях при Н=0 (высота. полета), М=0 (число Маха), при которых замеряют температуру газа за турбиной. С учетом полученных данных и заданной расчетной величины максимальной температуры газа перед турбиной (например, 1740 К) строят график зависимости Также проводят стендовые испытания двигателя, при которых имитируют полетные условия, замеряют температуру газа за турбиной. С учетом полученных данных и заданной расчетной величины максимальной температуры газа перед турбиной (например, 1740 К) строят график зависимости (см. чертеж). Сравнивают полученные зависимости и, в случае несовпадения данных характеристик, осуществляют настройку ограничителя с учетом разницы температур и

При испытании используют известные испытательные установки и известные средства измерения (см. Г.М. Горбунов, Э.Л. Солохин. «Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей». М., Машиностроение, 1967, стр. 25-29, 172-175).

Система ограничения температуры газа перед турбиной газотурбинного двигателя и ее работа также известны (см. Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей. М., Транспорт, 1976, с. 152-153).

Так, например, при стендовых испытаниях в наземных условиях при температуре ограничитель температуры настраивают на уровень 870°С. При отсутствии в системе регулирования двигателя настройки ограничителя с учетом полетных условий сохраняется его настройка на прежний уровень 870°С, при этом максимальная температура уменьшается с соответствующим ухудшением характеристик двигателя. Следовательно, для поддержания температуры в ограничитель температуры необходимо внести корректировку на величину, определяемую по полученным в результате испытаний графикам В конкретном примере величина корректировки для обеспечения максимальной составляет 20°С.

Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя, включающий его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике Т*3=f(Т*4)наз.усл, получаемой при измерении температуры газа за турбиной при испытании двигателя в наземных условиях,
где Т*4 наз.усл - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях;
Т*3 - расчетная температура газа перед турбиной,
отличающийся тем, что дополнительно измеряют температуру газа Т*4 за турбиной при испытании, имитирующем полетные условия, сравнивают характеристики
Т*3=f(Т*4)наз.усл и Т*3=f(Т*4)пол. усл,
где Т*3 - расчетная температура газа перед турбиной;
Т*4 наз.усл - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях;
Т*4 пол.усл - температура газа за турбиной, измеренная при испытании, имитирующем полетные условия,
и в случае несовпадения данных характеристик осуществляют корректировку настройки ограничителя с учетом разницы температур Т*4 пол.усл и Т*4 наз.усл.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях.

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя.

Объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая две моторные группы и коробку механической передачи мощности. Каждая моторная группа механически вращает коробку механической передачи мощности для приведения во вращение главного выходного вала и, следовательно, главного несущего винта упомянутого летательного аппарата по частоте вращения NR.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания.

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам получения электрической энергии для электроснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления электростанцией с комбинированным циклом осуществляется станцией, которая содержит, по меньшей мере, газовую турбину и, по меньшей мере, паросиловую систему генерации, при этом станция приводит в действие, по меньшей мере, один электрический генератор, соединяемый с электрической сетью, при этом газовая турбина содержит компрессор, а паросиловая система генерации содержит паровую турбину, котел-утилизатор и обводной трубопровод.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы энергоустановки с одновальной газовой турбиной, работающей с постоянной скоростью вращения, которая ниже скорости, с которой газовая турбина вращается, когда первый генератор синхронизирован с электрической сетью.

Настоящее изобретение относится к газотурбинной системе генерирования энергии, содержащей генератор с водородным охлаждением, имеющий водород в качестве теплоносителя, хранилище водорода энергоблока, вспомогательное оборудование генератора и систему аварийной подачи энергии, которая содержит топливный элемент, в качестве топлива использующий водород.

Способ предназначен для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата, и согласно изобретению содержит этапы, на которых: - для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя, в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата: получают множество измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя; и выбирают измерения, представляющие изменения уровня масла и связанные с температурами масла, которые близки к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам; - объединяют (F40) измерения, выбранные по фазам работы в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата; и - сравнивают (F60) объединенные измерения с опорными данными для идентификации (F70) аномального расхода масла двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Способ для защиты газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину, от высокодинамических параметров, в частности, при пульсациях пламени в камере сгорания, при котором измеряют пульсации камеры сгорания, делят спектр частот измеренного сигнала пульсаций на заданные отрезки полосы пропускания, рассчитывают среднеквадратичное значение сигнала для каждой полосы, определяют взвешенные расчетные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона, используя заданные весовые коэффициенты, накапливают взвешенные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона для получения значения критерия предела пульсации, и сравнивают это значение с одним реперным значением, и обеспечивают работу газотурбинного двигателя в соответствии с результатом упомянутого сравнения.

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению, более конкретно - к системам измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, в частности к системам измерения частоты вращения ротора турбин газотурбинных двигателей наземного использования. Технический результат изобретения - повышение надежности и простоты обслуживания системы измерения частоты вращения ротора микрогазотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от ДВС. Технический результат достигается тем, что на ротор турбокомпрессора, а именно на крепежную гайку компрессорной турбины, наносится светоотражающее покрытие, которое подсвечивается лазерным световым излучателем, отблеск которого отражается на светоприемное устройство, сигнал которого поступает на считывающее электронно-преобразующее устройство. 2 ил.

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает управление суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измерение значения тяги и определения удельного расхода топлива, построение зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и установление соотношения топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающего минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя на форсированном сверхзвуковом режиме, режимах перегона самолета, а также увеличить дальность и продолжительность полета самолета. 1 табл., 4 ил.

Изобретение относится к области управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков ТРДДсм и ТРДДсм с форсажной камерой сгорания ТРДДФсм и позволяет определить с повышенной точностью тягу в полете с учетом реального истечения газа из реактивного сопла. По замерам полетной информации измеряют параметры газа на срезе реактивного сопла, по которым далее определяют выходной импульс сопла и действительную тягу двигателя как функцию R=ƒ(Pн, Т* вх, Vп, nв, Р* в, Р* т, Fc, Fкр). 1 з.п. ф-лы.

Использование: в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат: повышение помехоустойчивости измерителя температуры газа ГТД. Данный измеритель содержит первое пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом дифференциатора, а выход подключен ко второму входу второго блока умножения, последовательно соединенные второе пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом второго блока умножения, и третий сумматор, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а выход подключен ко второму входу второго сумматора. 5 ил.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), основанного на программном изменении коэффициента избытка воэдуха в первичной зоне горения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом основной камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива. При этом измеряют индексы эмиссии монооксидов углерода (СО) и углеводородов (НС), вычисляют текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива, сравнивают его с заданным значением коэффициента полноты сгорания топлива и корректируют коэффициент избытка воздуха в первичной зоне горения. 1ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ передачи топлива включает подачу воды к по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Также способ включает подачу масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Дополнительно способ включает подачу жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура, причем подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура осуществляют перед подачей масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура и подачей жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Изобретение позволяет повысить эффективность сжигания топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя для снижения проскока аммиака включает в себя работу двигателя в диапазоне выходных уровней мощности; регулирование массового потока оксидов азота (NOx), производимого в отработавшем газе двигателя, чтобы быть в пределах 10% в диапазоне выходных уровней мощности; и обработку отработавшего газа двигателя в процессе селективного каталитического восстановления таким образом, что генерация NOx и соответствующий поток восстановителя, используемого в процессе селективного каталитического восстановления, остаются относительно постоянными в терминах массового (молярного) потока в диапазоне выходных уровней мощности, и регулируется проскок аммиака. Изобретение позволяет снизить проскок аммиака. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности. При этом при режиме особой опасности обеспечивают прирост мощности для попытки запуска отказавшего двигателя, при режиме максимальной опасности обеспечивают всю или часть нетяговой мощности, при режиме средней опасности обеспечивают минимальную долю нетяговой мощности до конца полета. В случае превышения максимальных периодов действия, выделенных для каждого аварийного режима, функция аварийного срабатывания распределяет отбор нетяговой мощности между двигателями и GPP автоматически или в соответствии с командой пилота. Система регулирования мощности содержит центр управления полетом с блоком обработки данных, модуль обслуживания, модули контроля и отслеживания (FADEC) двигателей и GPP, соединенных определенным образом двунаправленными каналами передачи данных. Обеспечивается регулирование мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) относится к авиационному двигателестроению. В системе каждый клапан выполнен однопоршневым, его вход размещен со стороны надпоршневой полости, выход - со стороны боковой поверхности поршня, а подпоршневая полость сообщена с наружным контуром и в ней установлена пружина. Осуществление изобретения позволяет существенно упростить конструкцию системы регулирования подачи воздуха для охлаждения турбины ДТРД, повысить ее надежность, а также производить плавное изменение расхода охлаждающего воздуха на всех режимах работы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Описаны системы и способы обнаружения утечек топлива в газотурбинных двигателях. В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения предлагается способ обнаружения утечки топлива в газотурбинном двигателе. Способ может включать регулирование клапана управления для соответствия требуемому расходу топлива, определение фактического расхода топлива на основе, по меньшей мере частично, давления на входе в топливный коллектор и одного или более параметров газотурбинного двигателя и сравнение требуемого расхода топлива с фактическим расходом топлива. Кроме того, способ может включать определение разности между требуемым расходом топлива и фактическим расходом топлива, которая указывает на утечку топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий. Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя включает его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике получаемой при измерении температуры газа за турбиной при испытании двигателя в наземных условиях,где - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях; - расчетная температура газа перед турбиной,при этом дополнительно измеряют температуру газа за турбиной при испытании, имитирующем полетные условия, сравнивают характеристики и где - расчетная температура газа перед турбиной; - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях; - температура газа за турбиной, измеренная при испытании, имитирующем полетные условия,и в случае несовпадения данных характеристик осуществляют корректировку настройки ограничителя с учетом разницы температур и. 1 ил.

Наверх