СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЗАЗОРОМ В ВЕРШИНАХ ЛОПАТОК РОТОРА ТУРБИНЫ

1. Способ управления зазором (38) между вершинами лопаток (30) ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом (34) турбины корпуса (32), окружающим лопатки, с другой стороны, причем способ содержит этап, на котором управляют скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу (32), а именно, в соответствии с оценкой (J) указанного зазора (38), в котором определяют указанную оценку (J) указанного зазора (38) при пуске авиационного двигателя согласно температуре (T495(t)), измеренной датчиком (1) температуры, включающим в себя чувствительный элемент (2), расположенный в свободном пространстве (3) авиационного двигателя.
2. Способ по п. 1, в котором указанный датчик температуры (1) представляет собой датчик, предназначенный для работы посредством всасывания после пуска авиационного двигателя для того, чтобы измерять температуру воздушного потока в канале (14) авиационного двигателя.
3. Способ по пп. 1 и 2, содержащий:
этап, на котором определяют период останова (t) авиационного двигателя согласно указанной температуре (T495(t)) и модель зависящего от времени изменения указанной температуры с течением времени во время простоя авиационного двигателя на земле,
этап, на котором определяют тепловое состояние (TR(t)) авиационного двигателя при пуске согласно определенному периоду простоя (t), и
этап, на котором определяют указанную оценку (J) указанного зазора (38) согласно определенному тепловому состоянию (TR(t)).
4. Блок (46) управления, предназначенный для управления зазором (38) между вершинами лопаток (30) ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины (34) корпуса (32), окружающим лопатки, с другой стороны, причем указанный блок управления содержит модуль для управления скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу (32), а именно, в соответствии с оценкой (J) указанного зазора (38), при этом он содержит модуль (5, 8; 9) оценки, выполненный с возможностью определять указанную оценку (J) указанного зазора (38) при пуске авиационного двигателя согласно температуре (T495(t)), измеренной датчиком (1) температуры, включающим в себя чувствительный элемент (2), расположенный в свободном пространстве (3) авиационного двигателя.
5. Авиационный двигатель, содержащий блок (46) управления по п. 4 и датчик (1) температуры, включающий в себя чувствительный элемент (2), расположенный в свободном пространстве (3) авиационного двигателя, причем указанный датчик температуры предназначен для работы посредством всасывания при пуске авиационного двигателя для того, чтобы измерять температуру воздушного потока в канале (14) авиационного двигателя, причем модуль (5, 8; 9) оценки блока (46) управления выполнен с возможностью определять указанную оценку (J) указанного зазора (38) согласно температуре (T495(t)), измеренной указанным датчиком (1) температуры.