СПОСОБ ОТЛАДКИ ОГРАНИЧИТЕЛЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА ЗА ТУРБИНОЙ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD OF DEBUGGING LIMITER GAS TEMPERATURE AFTER TURBINE OF GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, и может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов.
Известен способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя, включающий его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике
где  - температура газа за турбиной;
- температура газа перед турбиной
(Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей. М., Транспорт, 1976, с. 152-153).
Недостаток известного способа заключается в том, что ограничитель, настроенный в условиях стенда на максимальный уровень температуры газа перед турбиной , поддерживает данный уровень и в условиях эксплуатации, что приводит к ограничению допустимой температуры газа перед турбиной  в условиях эксплуатации.
Технический результат предложенного способа - обеспечение возможности настройки ограничителя с учетом полетных условий.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя, включающий его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике  получаемой при измерении температуры газа за турбиной при испытании двигателя в наземных условиях,
где - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях;
- расчетная температура газа перед турбиной,
согласно изобретению дополнительно измеряют температуру газа  за турбиной при испытании, имитирующем полетные условия, сравнивают характеристики  и
где  - расчетная температура газа перед турбиной;
- температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях;
- температура газа за турбиной, измеренная при испытании, имитирующем полетные условия,
и в случае несовпадения данных характеристик осуществляют корректировку настройки ограничителя с учетом разницы температур  и
На чертеже представлены графики характеристики  полученные при различных режимах испытания.
Способ реализуется следующим образом.
Проводят стендовые испытания двигателя в наземных условиях при Н=0 (высота. полета), М=0 (число Маха), при которых замеряют температуру газа за турбиной. С учетом полученных данных и заданной расчетной величины максимальной температуры газа перед турбиной (например, 1740 К) строят график зависимости  Также проводят стендовые испытания двигателя, при которых имитируют полетные условия, замеряют температуру газа за турбиной. С учетом полученных данных и заданной расчетной величины максимальной температуры газа перед турбиной (например, 1740 К) строят график зависимости  (см. чертеж). Сравнивают полученные зависимости и, в случае несовпадения данных характеристик, осуществляют настройку ограничителя с учетом разницы температур  и
При испытании используют известные испытательные установки и известные средства измерения (см. Г.М. Горбунов, Э.Л. Солохин. «Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей». М., Машиностроение, 1967, стр. 25-29, 172-175).
Система ограничения температуры газа перед турбиной газотурбинного двигателя и ее работа также известны (см. Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей. М., Транспорт, 1976, с. 152-153).
Так, например, при стендовых испытаниях в наземных условиях при температуре  ограничитель температуры настраивают на уровень 870°С. При отсутствии в системе регулирования двигателя настройки ограничителя с учетом полетных условий сохраняется его настройка на прежний уровень 870°С, при этом максимальная температура уменьшается  с соответствующим ухудшением характеристик двигателя. Следовательно, для поддержания температуры  в ограничитель температуры необходимо внести корректировку на величину, определяемую по полученным в результате испытаний графикам В конкретном примере величина корректировки для обеспечения максимальной  составляет 20°С.