RU2442126C2 - Способ контроля технического состояния газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ контроля технического состояния газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2442126C2 RU2442126C2 RU2010100690/06A RU2010100690A RU2442126C2 RU 2442126 C2 RU2442126 C2 RU 2442126C2 RU 2010100690/06 A RU2010100690/06 A RU 2010100690/06A RU 2010100690 A RU2010100690 A RU 2010100690A RU 2442126 C2 RU2442126 C2 RU 2442126C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- oil
- temperature
- oil temperature
- flight
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).
Дополнительно перед запуском двигателя измеряют уровень масла в маслобаке двигателя, формируют сигнал «Мало масла», выдают его на приборную панель бортинженера и доливают масло до требуемого уровня, измеряют температуру окружающего воздуха, включают подогрев масла в маслобаке и измеряют температуру масла в маслобаке, выключают подогрев масла в маслобаке, формируют сигнал «Маслосистема к запуску двигателя готова» и выдают его на приборную панель бортинженера, на работающем двигателе измеряют температуру масла на входе в двигатель, если температура масла на входе в двигатель в течение наперед заданного времени больше четвертой наперед заданной величины, формируют сигнал «Температура масла на входе в двигатель велика», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и включают топливо-масляный теплообменник, измеряют температуру масла на выходе из опоры компрессора двигателя, формируют сигнал «Повышенная температура масла на выходе из опоры компрессора двигателя», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и после окончания полета проводят углубленный осмотр узла компрессора, измеряют температуру масла на выходе из опоры турбины двигателя, формируют сигнал «Повышенная температура масла на выходе из опоры турбины двигателя», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и после окончания полета проводят углубленный осмотр узла турбины.
Технический результат изобретения - повышение качества контроля технического состояния ГТД и, как следствие, повышение надежности работы ГТД и безопасности ЛА. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).
Известен способ контроля ГТД с гидромеханической САУ, Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., заключающийся в том, что в процессе работы двигателя бортмеханик по показаниям прибора в кабине вертолета контролирует значение температуры масла в маслосистеме двигателя и, если температура становится выше заданного предела, выключает двигатель.
Недостатком известного способа является его низкая эффективность.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ контроля технического состояния ГТД, реализованный в гидромеханической САУ с электронным ограничителем температуры газов за турбиной. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., заключающийся в том, что на работающем двигателе измеряют температуру масла на выходе из маслосистемы ГТД, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура масла превысила предельное значение на наперед заданную величину, формируют сигнал «Предельная температура масла на выходе».
Недостатком известного способа является то, что он не позволяет выявить причину нештатного поведения ГТД, приводящую к росту температуры масла. Развитие не идентифицированного вовремя дефекта может привести, в конечном итоге, к повреждению и досрочному съему ГТД.
Таким образом, недостаточный объем автоматического контроля состояния двигателя снижает надежность работы ГТД.
Целью изобретения является повышение качества контроля технического состояния ГТД и, как следствие, повышение надежности работы ГТД и безопасности летательного аппарата (ЛА).
Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля технического состояния ГТУ, заключающемся в том, что на работающем двигателе измеряют температуру масла на выходе из маслосистемы ГТД, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура масла превысила предельное значение на наперед заданную величину, формируют сигнал «Предельная температура масла на выходе», дополнительно перед запуском двигателя измеряют уровень масла в маслобаке двигателя, сравнивают его с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя экспериментальным путем, если уровень масла меньше первой наперед заданной величины, формируют сигнал «Мало масла», выдают его на приборную панель бортинженера и доливают масло до требуемого уровня, измеряют температуру окружающего воздуха, сравнивают ее со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура воздуха ниже второй наперед заданной величины, включают подогрев масла в маслобаке и измеряют температуру масла в маслобаке, как только температура масла в маслобаке станет больше третьей наперед заданной величины, определяемой для каждого двигателя экспериментально, выключают подогрев масла в маслобаке, формируют сигнал «Маслосистема к запуску двигателя готова» и выдают его на приборную панель бортинженера, на работающем двигателе измеряют температуру масла на входе в двигатель, сравнивают ее с четвертой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура масла на входе в двигатель в течение наперед заданного времени больше четвертой наперед заданной величины, формируют сигнал «Температура масла на входе в двигатель велика», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и включают топливо-масляный теплообменник, измеряют температуру масла на выходе из опоры компрессора двигателя, сравнивают ее с пятой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура масла на выходе из опоры компрессора двигателя в течение наперед заданного времени больше пятой наперед заданной величины, формируют сигнал «Повышенная температура масла на выходе из опоры компрессора двигателя», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и после окончания полета проводят углубленный осмотр узла компрессора, измеряют температуру масла на выходе из опоры турбины двигателя, сравнивают ее с шестой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура масла на выходе из опоры турбины двигателя в течение наперед заданного времени больше шестой наперед заданной величины, формируют сигнал «Повышенная температура масла на выходе из опоры турбины двигателя», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и после окончания полета проводят углубленный осмотр узла турбины.
На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный блок 2 управления и контроля (БУД), блок 3 исполнительных механизмов (ИМ), к выходу которого подключены нагреватель 4 масла, топливо-масляный теплообменник 5 (ТМТ), световое табло 6 в кабине пилота, приборная панель 7 бортинженера, бортовой регистратор 8, кнопка 9 «Проверка маслосистемы перед запуском двигателя», подключенная к БУД 2.
Устройство работает следующим образом.
Перед запуском двигателя по команде бортинженера от кнопки 9 «Проверка маслосистемы перед запуском двигателя» в БУД 2 (представляющем собой бортовую цифровую вычислительную машину с устройствами ввода/вывода, вычислителем - процессор, ОЗУ и ПЗУ, и перезаписываемым запоминающим устройством), измеренный с помощью БД 1 уровень масла в маслобаке двигателя сравнивают с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя экспериментальным путем. Так, для двигателя ПС-90А2, предназначенном для использования в составе силовой установки самолетов Ту-204СМ, эта величина равна 5 литрам (далее по тексту в скобках будут для примера приводиться цифры для этого двигателя). Если уровень масла меньше первой наперед заданной величины, в БУД 2 формируют сигнал «Мало масла», через блок 3 выдают его на приборную панель 7 бортинженера и доливают масло до требуемого уровня (25 л).
После этого с помощью БД 1 измеряют температуру окружающего воздуха, и в БУД 2 сравнивают ее со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем (минус 10°С). Если температура воздуха ниже второй наперед заданной величины, по команде БУД 2 с помощью блока 3 включают нагреватель 4 масла и выполняют подогрев масла в маслобаке (не показан). В процессе подогрева с помощью БД 1 измеряют температуру масла в маслобаке и в БУД 2 сравнивают ее с третьей наперед заданной величиной (10°С). Как только температура масла в маслобаке станет больше третьей наперед заданной величины, команда из БУД 2 в блок 3 снимается, нагреватель 4 выключают, в БУД 2 формируют сигнал «Маслосистема к запуску двигателя готова» и выдают его через блок 3 на приборную панель 7 бортинженера.
На работающем двигателе (признак «Двигатель работает» формируется в БУД 2 по частоте вращения n тк турбокомпрессора, измеренной в БД 1, при n тк>7500 об/мин) в БД 1 измеряют температуру масла на выходе из маслосистемы ГТД, в БУД 2 сравнивают ее значение с предельно допустимым (250°С), если измеренная температура масла превысила предельное значение на наперед заданную величину (10°С), формируют сигнал «Предельная температура масла на выходе». Для идентификации причины перегрева масла проводят дополнительный анализ параметров маслосистемы.
Дополнительно на работающем двигателе в БД 1 измеряют температуру масла на входе в двигатель, в БУД 2 сравнивают ее с четвертой наперед заданной величиной (180°С), определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура масла на входе в двигатель в течение наперед заданного времени (1 с) больше четвертой наперед заданной величины, на выходе БУД 2 формируют сигнал «Температура масла на входе в двигатель велика», через блок 3 выдают его на табло 6 в кабине пилота и в бортовой регистратор 8 и включают ТМТ 5.
Дополнительно в БД 1 измеряют температуру масла на выходе из опоры компрессора двигателя, сравнивают ее с пятой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем:
где
Тм квд пред. - предельно допустимая температура масла на выходе из опоры компрессора двигателя (вторая наперед заданная величина), [°С];
Твх. - температура воздуха на входе в двигатель, измеряется в БД 1 [°С];
Рвх. - давление воздуха на входе в двигатель, измеряется в БД 1 [кгс/см2].
Если температура масла на выходе из опоры компрессора двигателя в течение наперед заданного времени (1 с) больше пятой наперед заданной величины, на выходе БУД 2 формируют сигнал «Повышенная температура масла на выходе из опоры компрессора двигателя», через блок 3 выдают его на табло 6 в кабине пилота и в бортовой регистратор 8 и после окончания полета проводят углубленный осмотр узла компрессора.
Дополнительно в БД 1 измеряют температуру масла на выходе из опоры турбины двигателя, сравнивают ее с шестой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем:
где
Тм твд пред. - предельно допустимая температура масла на выходе из опоры турбины двигателя (третья наперед заданная величина);
Твх. - температура воздуха на входе в двигатель, измеряется в БД 1 [°С];
Рвх. - давление воздуха на входе в двигатель, измеряется в БД 1 [кгс/см2].
Если температура масла на выходе из опоры турбины двигателя в течение наперед заданного времени (1 с) больше шестой наперед заданной величины, на выходе БУД 2 формируют сигнал «Повышенная температура масла на выходе из опоры турбины двигателя», через блок 3 выдают его на табло 6 в кабине пилота и в бортовой регистратор 8 и после окончания полета проводят углубленный осмотр узла турбины.
Таким образом, за счет увеличения объема автоматического контроля состояния двигателя (введения контроля маслосистемы двигателя) обеспечивается повышение качества контроля технического состояния ГТД и, как следствие, повышение надежности работы ГТД и безопасности летательного аппарата (ЛА).
Claims (1)
- Способ контроля технического состояния ГТД, заключающийся в том, что на работающем двигателе измеряют температуру масла на выходе из маслосистемы ГТД, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура масла превысила предельное значение на наперед заданную величину, формируют сигнал «Предельная температура масла на выходе», дополнительно перед запуском двигателя измеряют уровень масла в маслобаке двигателя, сравнивают его с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя экспериментальным путем, если уровень масла меньше первой наперед заданной величины, формируют сигнал «Мало масла», выдают его на приборную панель бортинженера и доливают масло до требуемого уровня, измеряют температуру окружающего воздуха, сравнивают ее со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура воздуха ниже второй наперед заданной величины, включают подогрев масла в маслобаке и измеряют температуру масла в маслобаке, как только температура масла в маслобаке станет больше третьей наперед заданной величины, определяемой для каждого двигателя экспериментально, выключают подогрев масла в маслобаке, формируют сигнал «Маслосистема к запуску двигателя готова» и выдают его на приборную панель бортинженера, на работающем двигателе измеряют температуру масла на входе в двигатель, сравнивают ее с четвертой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура масла на входе в двигатель в течение наперед заданного времени больше четвертой наперед заданной величины, формируют сигнал «Температура масла на входе в двигатель велика», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и включают топливо-масляный теполообменник, измеряют температуру масла на выходе из опоры компрессора двигателя, сравнивают ее с пятой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура масла на выходе из опоры компрессора двигателя в течение наперед заданного времени больше пятой наперед заданной величины, формируют сигнал «Повышенная температура масла на выходе из опоры компрессора двигателя», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и после окончания полета проводят углубленный осмотр узла компрессора, измеряют температуру масла на выходе из опоры турбины двигателя, сравнивают ее с шестой наперед заданной величиной, определяемой для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, если температура масла на выходе из опоры турбины двигателя в течение наперед заданного времени больше шестой наперед заданной величины, формируют сигнал «Повышенная температура масла на выходе из опоры турбины двигателя», выдают его на табло в кабине пилота и в бортовой регистратор и после окончания полета проводят углубленный осмотр узла турбины.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010100690/06A RU2442126C2 (ru) | 2010-01-11 | 2010-01-11 | Способ контроля технического состояния газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010100690/06A RU2442126C2 (ru) | 2010-01-11 | 2010-01-11 | Способ контроля технического состояния газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010100690A RU2010100690A (ru) | 2011-07-20 |
RU2442126C2 true RU2442126C2 (ru) | 2012-02-10 |
Family
ID=44752143
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010100690/06A RU2442126C2 (ru) | 2010-01-11 | 2010-01-11 | Способ контроля технического состояния газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2442126C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2583201C1 (ru) * | 2015-01-29 | 2016-05-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Сургут" | Воздушная автоматическая нагревательная система для поддержания рабочей температуры масла в маслобаке газотурбинного двигателя |
RU185502U1 (ru) * | 2018-08-13 | 2018-12-06 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный университет путей сообщения" (СамГУПС) | Устройство анализа технического состояния объектов |
RU2684225C2 (ru) * | 2014-11-05 | 2019-04-04 | Сафран Эркрафт Энджинз | Инструмент валидации системы мониторинга авиационного двигателя |
-
2010
- 2010-01-11 RU RU2010100690/06A patent/RU2442126C2/ru active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2684225C2 (ru) * | 2014-11-05 | 2019-04-04 | Сафран Эркрафт Энджинз | Инструмент валидации системы мониторинга авиационного двигателя |
RU2583201C1 (ru) * | 2015-01-29 | 2016-05-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Сургут" | Воздушная автоматическая нагревательная система для поддержания рабочей температуры масла в маслобаке газотурбинного двигателя |
RU185502U1 (ru) * | 2018-08-13 | 2018-12-06 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный университет путей сообщения" (СамГУПС) | Устройство анализа технического состояния объектов |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010100690A (ru) | 2011-07-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3489485B1 (en) | Torque signal dynamic compensation based on sensor location | |
CA2976984C (en) | Shaft event detection in gas turbine engines | |
EP3205836A1 (en) | Bowed rotor start using a variable position starter valve | |
CN104345118B (zh) | 固体推进剂多靶线动态燃烧性能测试系统及方法 | |
US9790842B2 (en) | Cooling system diagnostic method | |
DK2264313T3 (en) | A method for operating a wind turbine and wind turbine | |
US10837311B2 (en) | System to determine a state of a valve | |
CN105822434B (zh) | 一种防止燃气轮机起动过程冷热悬挂的装置与方法 | |
CA2970653A1 (en) | Shaft shear detection in gas turbine engines | |
RU2442126C2 (ru) | Способ контроля технического состояния газотурбинного двигателя | |
US11667392B2 (en) | Method and system for operating a rotorcraft engine | |
US11333035B2 (en) | Shaft shear detection in a gas turbine engine | |
EP3409926B1 (en) | Method and system for detecting a high temperature condition of a gas turbine | |
US11326468B2 (en) | Methods and systems for operating a gas turbine engine | |
RU2432561C2 (ru) | Способ контроля технического состояния газотурбинной установки | |
EP3106649A1 (en) | Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors | |
EP3855004B1 (en) | Methods and systems for starting a gas turbine engine | |
CN113686588B (zh) | 一种寒冷环境下egr系统的试验方法和装置 | |
CA3011470A1 (en) | Method and system for detecting an abnormal engine start | |
McGowan et al. | Experimental vibration analysis of an aircraft diesel engine turbocharger | |
RU2310100C2 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора | |
US11168635B2 (en) | Methods and systems for assessing engine health | |
RU2489592C1 (ru) | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель | |
EP3894684B1 (fr) | Procede de chauffage du liquide de refroidissement d'un moteur a combustion interne apres un demarrage a froid | |
CN205720462U (zh) | 航空发动机间接点火器试验器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |