СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD OF GAS TURBINE ENGINE TESTING

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:
4 выкл. охл
4 изм
4
2 исх
2 изм
Т=Т+ΔТ+К(α-α), где
4
выкл. охл
Т - настроечное значение температуры газа для выключения охлаждения турбины;
4
изм
Т - 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;
4
ΔТ - 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;
2
изм
α - измеренное значение угла установки положения регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления;
2
исх
α - 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:
<mrow><mi>K</mi><mo>=</mo><mfrac><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>t</mi><mn>4</mn></msub></mrow><mrow><mi>Δ</mi><msubsup><mi>α</mi><mn>2</mn><mrow /></msubsup></mrow></mfrac></mrow>
,
где
4
Δt - 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;
2
Δα - разница между исходным и вновь установленным на повторном запуске произвольным, отличным от исходного углами установки регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления.
4 выкл. охл
За счет того, что при выполнении настройки Т 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.
R
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 C, выше 1,5 опасно не подавать охлаждающий воздух в сопловые аппараты и рабочие лопатки турбины.
Далее рассмотрим пример реализации заявленного способа испытаний газотурбинного двигателя
4 изм
2 изм
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 Т (термопарами) и угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления (α) (датчиками положения угла направляющих аппаратов).
4
4
4 изм
4
4
4 изм
ΔТ - экспериментально-расчетная величина определяется путем измерения термопарами Т на предельном значении частоты вращения ротора высокого давления при выключенном охлаждении. Измеряется температурой газа за турбиной Т при частоте вращения ротора высокого давления на 1…1,5% ниже предельной частоты вращения ротора высокого давления и вычисляется по зависимости ΔТ=Т-Т.
2 исх
4 исх
2 исх
4 per
Для определения коэффициента К выполняем запуск (эксперимент) с исходным значением угла α и проводим измерение T (термопарами), далее выполняем переустановку угла α в любое отличное от него положение, запускаем двигатель и на тех же самых оборотах ротора высокого давления определяем температуру газа за турбиной низкого давления T, тем самым определяем влияние поворота направляющего аппарата ротора высокого давления на температуру газа при постоянных оборотах ротора высокого давления.
4 выкл.охл
4 изм
4
2 исх
2 изм
4 выкл. охл
Имея все измеренные и полученные заранее данные подставляем их в формулу: Т=T+ΔТ+К (α-α) и определяем Т.
4 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 Т для каждого двигателя система управления двигателем обеспечит синхронное выключение охлаждения.