RU2525057C1 - Способ испытаний газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ испытаний газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2525057C1 RU2525057C1 RU2013126081/06A RU2013126081A RU2525057C1 RU 2525057 C1 RU2525057 C1 RU 2525057C1 RU 2013126081/06 A RU2013126081/06 A RU 2013126081/06A RU 2013126081 A RU2013126081 A RU 2013126081A RU 2525057 C1 RU2525057 C1 RU 2525057C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- cooling
- gas temperature
- engine
- value
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации, в частности к способу определения настроечного значения температуры газа для выключения охлаждения турбины при испытаниях и эксплуатации газотурбинного двигателя. При реализации заявленного способа испытаний газотурбинного двигателя повышается точность подсчета температуры газа выключения охлаждения турбины за счет учета поправки на угол установки направляющего аппарата компрессора высокого давления, что обеспечит синхронное выключение охлаждения.
Description
Изобретение относится к авиации, в частности, к способу определения настроечного значения температуры газа для выключения охлаждения турбины при испытаниях и эксплуатации газотурбинного двигателя.
Известен способ испытаний газотурбинного двигателя, заключающийся в измерении частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за турбиной и определении по ним настроечных значений регулятора и ограничителя режимов двигателя (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва, «Машиностроение», 1979 г., стр.113). Данный способ испытаний газотурбинного двигателя выбран в качестве наиболее близкого аналога к настоящему изобретению.
Недостатком известного способа является то, что при реализации указанных законов регулирования (ограничения) не учитывается положение угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, который зависит от температуры воздуха на входе в двигатель и позволяет более точно определить температуру газа выключения охлаждения турбины. Кроме того, в полете на двухмоторном самолете не обеспечивается синхронное выключение охлаждения турбины на обоих двигателях. При не синхронном выключении охлаждения турбины двигателя на одном из двигателей, где охлаждение турбины выключилось, происходит падение температуры газа перед турбиной, что в свою очередь ведет к уменьшению тяги на этом двигателе и появлению разнотяговости, что приводит к развороту самолета.
Техническим результатом, объективно достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности подсчета температуры газа выключения охлаждения турбины путем учета поправки на угол установки направляющего аппарата компрессора высокого давления.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе испытаний газотурбинного двигателя, заключающемся в измерении частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за турбиной и определении по ним настроечных значений регулятора и ограничителя режимов двигателя, согласно изобретению, предварительно прогревают двигатель с принудительно включенным охлаждением турбины, затем переводят двигатель на режим малого газа, выключают охлаждение турбины и выводят двигатель на режим по частоте вращения ротора высокого давления на 1,0…1,5% ниже момента включения охлаждения по сигналу предельного значения частоты вращения ротора высокого давления, далее, при выключенном охлаждении измеряют температуру газа за турбиной, угол установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления, затем определяют настроечное значение температуры газа для выключения охлаждения турбины по зависимости:
Т4 выкл. охл=Т4 изм+ΔТ4+К(α2 исх-α2 изм), где
Т4 выкл. охл - настроечное значение температуры газа для выключения охлаждения турбины;
Т4 изм - измеренное значение температуры газа за турбиной на режиме по частоте вращения ротора высокого давления на 1,0…1,5% ниже момента включения охлаждения по сигналу предельного значения частоты вращения ротора высокого давления при включенном охлаждении;
ΔТ4 - экспериментально-расчетная величина поправки температуры, пропорциональная разница между предельным значением частоты вращения ротора высокого давления при выключенном охлаждении и частотой вращения, на которой производилось измерение температуры газа за турбиной;
α2 изм - измеренное значение угла установки положения регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления;
α2 исх - исходное значение угла установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления при частоте вращения ротора высокого давления, на которой производилось измерение температуры газа за турбиной, для условия стандартной температуры атмосферного воздуха, равной +15°C;
К - экспериментально-расчетный коэффициент, учитывающий влияние изменения угла установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления на температуру газа в зависимости от температуры атмосферного воздуха при неизменной величине частоты вращения ротора высокого давления, на которой производится измерение температуры газа за турбиной, определяемый по зависимости:
где
Δt4 - разница между измеренными температурами газа за турбиной при исходном и вновь установленном на повторном запуске произвольном, отличном от исходного углами установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления;
Δα2 - разница между исходным и вновь установленным на повторном запуске произвольным, отличным от исходного углами установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления.
За счет того, что при выполнении настройки Т4 выкл. охл используется конкретная измеренная величина температуры газа за турбиной каждого двигателя с учетом поправки на величину установки угла направляющего аппарата компрессора высокого давления на каждом двигателе достигается вышеуказанный результат.
Заявленный способ реализуется следующим образом.
Следует отметить, что двигатель выводят на режим по частоте вращения ротора высокого давления на 1,0…1,5% ниже момента включения охлаждения по сигналу предельного значения частоты вращения ротора высокого давления для более точной работы агрегата включения охлаждения турбины, дабы избежать попеременного включения и выключения агрегата при одном и том же значении оборотов ротора высокого давления. Интервал выбран из следующих соображений - ниже одного процента не имеет смысла работать с включенным охлаждением, так как это приводит к ухудшению показателя удельного расхода топлива CR, выше 1,5 опасно не подавать охлаждающий воздух в сопловые аппараты и рабочие лопатки турбины.
Далее рассмотрим пример реализации заявленного способа испытаний газотурбинного двигателя
Настройка регулятора (ограничителя) выключения охлаждения турбины выполняется на приемосдаточных испытаниях перед поставкой двигателя заказчику. Для этого на испытаниях двигатель запускают и прогревают с принудительно включенным охлаждением турбины. Далее уходят с режима прогрева на режим малого газа, принудительно выключают охлаждение турбины, выводят двигатель на режим 1…1,5% ниже момента включения охлаждения турбины по оборотам ротора высокого давления и выполняют измерение температуры газа за турбиной Т4 изм (термопарами) и угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления (α2 изм) (датчиками положения угла направляющих аппаратов).
ΔТ4 - экспериментально-расчетная величина определяется путем измерения термопарами Т4 на предельном значении частоты вращения ротора высокого давления при выключенном охлаждении. Измеряется температурой газа за турбиной Т4 изм при частоте вращения ротора высокого давления на 1…1,5% ниже предельной частоты вращения ротора высокого давления и вычисляется по зависимости ΔТ4=Т4-Т4 изм.
Для определения коэффициента К выполняем запуск (эксперимент) с исходным значением угла α2 исх и проводим измерение T4 исх (термопарами), далее выполняем переустановку угла α2 исх в любое отличное от него положение, запускаем двигатель и на тех же самых оборотах ротора высокого давления определяем температуру газа за турбиной низкого давления T4 per, тем самым определяем влияние поворота направляющего аппарата ротора высокого давления на температуру газа при постоянных оборотах ротора высокого давления.
Имея все измеренные и полученные заранее данные подставляем их в формулу: Т4 выкл.охл=T4 изм+ΔТ4+К (α2 исх-α2 изм) и определяем Т4 выкл. охл.
Далее полученное значение вводим в систему управления двигателем, которая обеспечивает работу агрегата переключения охлаждения турбины и настраиваем его таким образом, что при достижении полученной в результате вычислений Т4 выкл.охл для каждого двигателя система управления двигателем обеспечит синхронное выключение охлаждения.
Claims (1)
- Способ испытаний газотурбинного двигателя, заключающийся в измерении частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за турбиной и определении по ним настроечных значений регулятора и ограничителя режимов двигателя, отличающийся тем, что предварительно прогревают двигатель с принудительно включенным охлаждением турбины, затем переводят двигатель на режим малого газа, выключают охлаждение турбины и выводят двигатель на режим по частоте вращения ротора высокого давления на 1,0…1,5% ниже момента включения охлаждения по сигналу предельного значения частоты вращения ротора высокого давления, далее при выключенном охлаждении измеряют температуру газа за турбиной, угол установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления, затем определяют настроечное значение температуры газа для выключения охлаждения турбины по зависимости:
Т4 выкл. охл=Т4 изм+ΔТ4+К(α2 исх-α2 изм),
где
Т4 выкл.охл - настроечное значение температуры газа для выключения охлаждения турбины;
Т4 изм - измеренное значение температуры газа за турбиной на режиме по частоте вращения ротора высокого давления на 1,0…1,5% ниже момента включения охлаждения по сигналу предельного значения частоты вращения ротора высокого давления при включенном охлаждении;
ΔТ4 - экспериментально-расчетная величина поправки температуры, пропорциональная разница между предельным значением частоты вращения ротора высокого давления при выключенном охлаждении и частотой вращения, на которой производилось измерение температуры газа за турбиной;
α2 изм - измеренное значение угла установки положения регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления;
α2 исх - исходное значение угла установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления при частоте вращения ротора высокого давления, на которой производилось измерение температуры газа за турбиной, для условия стандартной температуры атмосферного воздуха, равной +15°C;
К - экспериментально-расчетный коэффициент, учитывающий влияние изменения угла установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления на температуру газа в зависимости от температуры атмосферного воздуха при неизменной величине частоты вращения ротора высокого давления, на которой производится измерение температуры газа за турбиной, определяемый по зависимости:
где
Δt4 - разница между измеренными температурами газа за турбиной при исходном и вновь установленном на повторном запуске произвольном, отличном от исходного углами установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления;
Δα2 - разница между исходным и вновь установленным на повторном запуске произвольным, отличным от исходного углами установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления;
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013126081/06A RU2525057C1 (ru) | 2013-06-06 | 2013-06-06 | Способ испытаний газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013126081/06A RU2525057C1 (ru) | 2013-06-06 | 2013-06-06 | Способ испытаний газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2525057C1 true RU2525057C1 (ru) | 2014-08-10 |
Family
ID=51355199
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013126081/06A RU2525057C1 (ru) | 2013-06-06 | 2013-06-06 | Способ испытаний газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2525057C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2617221C1 (ru) * | 2016-01-11 | 2017-04-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя |
RU2659893C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-07-04 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний газотурбинного двигателя |
RU2706513C1 (ru) * | 2019-01-16 | 2019-11-19 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний газотурбинного двигателя |
RU2729563C1 (ru) * | 2019-12-04 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя |
RU2757532C1 (ru) * | 2020-09-25 | 2021-10-18 | Автономная некоммерческая образовательная организация высшего образования "Сколковский институт науки и технологий" | Способ оценки технического состояния жаровых труб газотурбинного двигателя |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2118810C1 (ru) * | 1996-05-07 | 1998-09-10 | Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева | Способ диагностики технического состояния авиационных гтд |
RU2168163C1 (ru) * | 1999-12-16 | 2001-05-27 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Способ эксплуатации двухконтурного турбореактивного двигателя по его техническому состоянию |
SU1151075A1 (ru) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | Способ испытания газотурбинного двигателя |
GB2436366A (en) * | 2006-03-24 | 2007-09-26 | Rolls Royce Plc | Monitoring Gas Turbine Engines |
EP1619489B1 (fr) * | 2004-07-19 | 2008-03-19 | Techspace Aero | Equipement pour essais de développement d'un turboréacteur |
RU2406990C1 (ru) * | 2009-03-26 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ эксплуатации газотурбинной установки |
-
2013
- 2013-06-06 RU RU2013126081/06A patent/RU2525057C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1151075A1 (ru) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | Способ испытания газотурбинного двигателя |
RU2118810C1 (ru) * | 1996-05-07 | 1998-09-10 | Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева | Способ диагностики технического состояния авиационных гтд |
RU2168163C1 (ru) * | 1999-12-16 | 2001-05-27 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Способ эксплуатации двухконтурного турбореактивного двигателя по его техническому состоянию |
EP1619489B1 (fr) * | 2004-07-19 | 2008-03-19 | Techspace Aero | Equipement pour essais de développement d'un turboréacteur |
GB2436366A (en) * | 2006-03-24 | 2007-09-26 | Rolls Royce Plc | Monitoring Gas Turbine Engines |
RU2406990C1 (ru) * | 2009-03-26 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ эксплуатации газотурбинной установки |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ЛИТВИНОВ Ю.А. и др. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, Москва, Машиностроение,1979,с.113. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2617221C1 (ru) * | 2016-01-11 | 2017-04-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя |
RU2659893C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-07-04 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний газотурбинного двигателя |
RU2706513C1 (ru) * | 2019-01-16 | 2019-11-19 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний газотурбинного двигателя |
RU2729563C1 (ru) * | 2019-12-04 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя |
RU2757532C1 (ru) * | 2020-09-25 | 2021-10-18 | Автономная некоммерческая образовательная организация высшего образования "Сколковский институт науки и технологий" | Способ оценки технического состояния жаровых труб газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2525057C1 (ru) | Способ испытаний газотурбинного двигателя | |
US4060980A (en) | Stall detector for a gas turbine engine | |
EP3139143B1 (en) | System and method to determine total air temperature from turbofan bypass flow temperature | |
US9938905B2 (en) | Method and arrangement for controlling fuel supply for a gas turbine | |
US9896958B2 (en) | Method for monitoring an ignition sequence of a turbomachine engine | |
EP2925985B1 (en) | Gas turbine fuel supply method and arrangement | |
EP3399171B1 (en) | Method and system for setting fuel flow for engine start as a function of aircraft speed | |
US11280683B2 (en) | Method and system for detecting high turbine temperature operations | |
RU2649715C1 (ru) | Способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков | |
CA3112111A1 (en) | System and method for dynamic engine motoring | |
RU2638896C1 (ru) | Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
US11047309B2 (en) | Method and system for detecting an abnormal engine start | |
US20040237503A1 (en) | Rotor inlet temperature control for turbo machine | |
RU2403548C1 (ru) | Способ контроля технического состояния газотурбинной установки | |
US11149582B2 (en) | Health monitoring for multi-channel pressure transducers | |
US11248525B2 (en) | System and method for detecting inlet temperature distortion of an engine | |
JP4527257B2 (ja) | ガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法 | |
CN110886661B (zh) | 设定根据飞行器速度变化的发动机起动燃料流的方法和系统 | |
RU87466U1 (ru) | Система регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель | |
US10018519B2 (en) | Method of estimating the temperature of the fuel leaving a turbomachine exchanger | |
RU2537646C1 (ru) | Способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя | |
RU2731824C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
US20230184177A1 (en) | System and method for synthesizing engine output power | |
RU2511814C1 (ru) | Способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя | |
RU2658709C2 (ru) | Устройство управления механизацией компрессора газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |