RU2024001C1 - Способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2024001C1 RU2024001C1 SU4926085A RU2024001C1 RU 2024001 C1 RU2024001 C1 RU 2024001C1 SU 4926085 A SU4926085 A SU 4926085A RU 2024001 C1 RU2024001 C1 RU 2024001C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- gas
- turbine
- temperature
- margin
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Использование: авиадвигателестроение, в способах испытаний газотурбинных двигателей. Сущность изобретения: создают на выбранной приведенной частоте запас по физической температуре газа перед турбиной, уменьшением температуры воздуха на входе в компрессор на величину: где ΔT - запас по физической температуре газа перед турбиной, T .max - предельно-допустимая физическая температура газа перед турбиной. Затем при каждом значении площади выходного насадка увеличивают подачу топлива в основную камеру сгорания до вывода двигателя на постоянную приведенную частоту вращения. В момент срыва регистрируют параметры компрессора, частоту вращения, температуру воздуха перед компрессором, с учетом последних по характеристике компрессора определяют запасы устойчивости.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей, в частности к способам определения запасов устойчивости.
Известен способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя путем впрыска воды в основную камеру сгорания [1].
Этот способ приводит к перегреву головок камеры сгорания из-за повышения температуры газа в первичной зоне горения, коробления и растрескивания горячих узлов вследствие попадания на них капель воды.
Известен также способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя путем уменьшения площади выходного насадка с одновременным повышением температуры газа перед турбиной для поддержания постоянной приведенной частоты вращения до достижения срыва [1].
Этот способ позволяет получать сведения о запасах устойчивости газотурбинного двигателя в целом и не дает сведений о запасах устойчивости компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя. Кроме того, возможности этого способа ограничены допускаемым повышением температуры газа перед турбиной. Это ограничивает диапазон применения способа.
Целью изобретения является расширение области применения.
Это достигается тем, что в способе определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя путем уменьшения площади выходного насадка с одновременным повышением температуры газа перед турбиной для поддержания постоянной приведенной частоты вращения перед определением запасов устойчивости компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя создают на приведенной частоте вращения запас по физической температуре газа перед турбиной, уменьшением температуры воздуха на входе в компрессор на величину
Δt = где ΔТг * - запас по физической температуре газа перед турбиной;
Тгmах * - предельно-допустимая физическая температура газа перед турбиной, а затем при каждом значении площади выходного насадка увеличивают подачу топлива в основную камеру сгорания до вывода двигателя на постоянную приведенную частоту вращения и в момента срыва регистрируют параметры компрессора, частоту вращения и температуру воздуха перед компрессором.
Δt = где ΔТг * - запас по физической температуре газа перед турбиной;
Тгmах * - предельно-допустимая физическая температура газа перед турбиной, а затем при каждом значении площади выходного насадка увеличивают подачу топлива в основную камеру сгорания до вывода двигателя на постоянную приведенную частоту вращения и в момента срыва регистрируют параметры компрессора, частоту вращения и температуру воздуха перед компрессором.
Предложенный способ осуществляют следующим образом. На выходе из турбокомпрессора двухконтурного турбореактивного двигателя уменьшают площадь выходного насадка, например, устанавливают сопловой аппарат турбины вентилятора с уменьшенной проходной площадью, затем для постоянной приведенной частоты вращения, выбранной для проверки запасов устойчивости, создают запас по физической температуре газа перед турбиной уменьшением температуры воздуха на входе в компрессор на величину
Δt= 288 например, охлаждением воздуха на входе в теплообменнике, и увеличивают подачу топлива в основную камеру сгорания до вывода двигателя на постоянную приведенную частоту вращения, выбранную для проверки запасов. В момент срыва регистрируют параметры компрессора, частоту вращения и температуру воздуха перед компрессором. Затем определение запасов устойчивости производят на других значениях приведенной частоты вращения. Приведенные частоты вращения ротора и параметры компрессора в момент срыва наносят на характеристику компрессора и определяют запасы устойчивости.
Δt= 288 например, охлаждением воздуха на входе в теплообменнике, и увеличивают подачу топлива в основную камеру сгорания до вывода двигателя на постоянную приведенную частоту вращения, выбранную для проверки запасов. В момент срыва регистрируют параметры компрессора, частоту вращения и температуру воздуха перед компрессором. Затем определение запасов устойчивости производят на других значениях приведенной частоты вращения. Приведенные частоты вращения ротора и параметры компрессора в момент срыва наносят на характеристику компрессора и определяют запасы устойчивости.
П р и м е р. На выходе из турбокомпрессора вместо штатного соплового аппарата турбины вентилятора с проходной площадью 0,915 м2 устанавливают сопловой аппарат с уменьшенной проходной площадью, например 0,870 м2. На выбранной для определения запасов устойчивости приведенной частоте вращения n2пр. = 99% выбирают запас по физической температуре газа перед турбиной ΔТг * = 90о (определяется величиной увеличения температуры газа на постоянной частоте вращения при уменьшении проходной площади соплового аппарата плюс 20-30оС, учитывающих разброс характеристик двигателя, точность определения температуры и пр.). Определяют величину уменьшения температуры воздуха на входе в компрессор от исходного значения на входе в компрессор Твх.к * = 435 К на n2пр= 99% при штатном сопловом аппарате:
Δt = 288 = 288 = 15,5° где Тгmах * = 1670 К - предельно-допустимая физическая температура газа перед турбиной.
Δt = 288 = 288 = 15,5° где Тгmах * = 1670 К - предельно-допустимая физическая температура газа перед турбиной.
Уменьшают температуру воздуха на входе в компрессор, например, охлаждением в теплообменнике на величину Δt = 16о. Затем увеличивают подачу топлива в основную камеру сгорания и выводят двигатель на приведенную частоту вращения n2пр = =99%. В момент срыва регистрируют параметры компрессора, частоту вращения и температуру воздуха на входе в компрессор: Твх к * = 420К, πКВД * = 6,7, n2пр = 98,5%. Наносят их на характеристику компрессора и определяют запасы устойчивости.
Уменьшение температуры воздуха на входе в компрессор двухконтурного турбореактивного двигателя на постоянной приведенной частоте вращения создает запас по физической температуре газа перед турбиной и позволяет определять запасы устойчивости компрессора во всем рабочем диапазоне.
Использование данного способа сокращает материальные затраты на создание и доводку турбореактивных двигателей, повышает их надежность.
Claims (1)
- СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЗАПАСОВ УСТОЙЧИВОСТИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ путем уменьшения площади выходного насадка с одновременным повышением температуры газа перед турбиной до достижения срыва компрессора, отличающийся тем, что, с целью повышения точности определения запасов устойчивости во всем диапазоне режимов работы компрессора, создают на выбранной приведенной частоте вращения запас по физической температуре газа перед турбиной уменьшением температуры воздуха на входе в компрессор на величину
Δt=288
где ΔTг * - запас по физической температуре газа перед турбиной;
Tг.max * - предельно допустимая физическая температура газа перед турбиной,
а затем при каждом значении площади выходного насадка увеличивают подачу топлива в основную камеру сгорания до вывода двигателя на постоянную приведенную частоту вращения, в момент срыва регистрируют параметры компрессора, частоту вращения и температуру воздуха перед компрессором и с учетом последних по характеристике компрессора определяют запасы устойчивости.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4926085 RU2024001C1 (ru) | 1991-04-08 | 1991-04-08 | Способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4926085 RU2024001C1 (ru) | 1991-04-08 | 1991-04-08 | Способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2024001C1 true RU2024001C1 (ru) | 1994-11-30 |
Family
ID=21568967
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4926085 RU2024001C1 (ru) | 1991-04-08 | 1991-04-08 | Способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2024001C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2451278C1 (ru) * | 2011-03-16 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель и способ испытания турбореактивного двигателя |
-
1991
- 1991-04-08 RU SU4926085 patent/RU2024001C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Солохин Э.Л. Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1975, с.76. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2451278C1 (ru) * | 2011-03-16 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель и способ испытания турбореактивного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4244222A (en) | Instrumentation probe | |
CA1319515C (en) | Gas-cooled flameholder assembly | |
US5680767A (en) | Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine | |
US3902315A (en) | Starting fuel control system for gas turbine engines | |
US6062016A (en) | Gas turbine engine fixed speed light-off method | |
GB1491112A (en) | Turbines | |
US20110183274A1 (en) | Producing ageing gas for exhaust gas after-treatment systems | |
JPS6054482B2 (ja) | ガスタ−ビンエンジン | |
JP2005513319A (ja) | ガスタービンエンジンの始動方法 | |
JPH0639905B2 (ja) | 圧力波発生装置を備えたガスタ−ビン装置 | |
JPH02218821A (ja) | タービンエンジン及び冷却方法 | |
Chana et al. | The design, development and testing of a non-uniform inlet temperature generator for the QinetiQ transient turbine research facility | |
EP0372472B1 (en) | Method and device for starting a gas turbine | |
US4448019A (en) | Turbine bypass turbojet with mid-turbine reingestion and method of operating the same | |
JPH0121329B2 (ru) | ||
US5596871A (en) | Deceleration fuel control system for a turbine engine | |
Ferrand et al. | High fidelity modeling of the acceleration of a turboshaft engine during a restart | |
JPS63150436A (ja) | ガスタービンエンジン制御装置 | |
RU2024001C1 (ru) | Способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя | |
US5267435A (en) | Thrust droop compensation method and system | |
US4984425A (en) | Acceleration control for a gas turbine engine | |
CN1052170A (zh) | 具有管路压力损失补偿的燃气轮机的加速控制 | |
Moore | Gas turbine engine internal air systems: a review of the requirements and the problems | |
JP2005180399A (ja) | ガスエンジンにおける燃焼制御方法及びその装置 | |
CA1148755A (en) | Combustion selective temperature dilution |