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.
Наверх