×
29.03.2019
219.016.ed01

Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей (ГТД). Способ испытания ГТД включает приведение значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий. Согласно изобретению проводят испытания двигателя на выбранном режиме работы двигателя при одинаковых барометрических давлениях и одинаковой влажности воздуха с различной температурой воздуха на входе в двигатель, измеряют параметры на ряде температур воздуха на входе в двигатель, включая температуру t=+15°С, приводят их к стандартным атмосферным условиям известным способом, вычисляют поправочные коэффициенты, учитывающие изменения характеристик конкретного типа двигателя при изменении температуры окружающего воздуха, где A - значение параметра, измеренное при температуре воздуха на входе в двигатель t=+15°С, A - значение параметра, измеренное при температуре воздуха на входе, отличающейся от t=+15°С, и приведенное к стандартным атмосферным условиям, формируют зависимости поправочных коэффициентов на измеряемые параметры от температуры воздуха на входе в двигатель Ki=f(t), а при приведении параметров на других двигателях дополнительно умножают приведенные значения параметров на коэффициенты Ki. Технический результат - обеспечение возможности более корректного приведения результатов испытаний к стандартным условиям атмосферы и повышение репрезентативности результатов испытаний. 2 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к авиационным двигателям типа газотурбинных (ГТД) и способам их испытания.

Известен способ испытания ГТД, при котором предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества двигателя от трех до пяти, а затем по математической модели определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на коэффициент, отражающий зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха (RU, 2482459 класса G01M 15/14, опубл. 20.05.2013).

При реализации известного способа не предусмотрено влияние изменения характеристик конкретного типа двигателя при изменении температуры воздуха на входе в двигатель, не учитываемых в математической модели а, следовательно, не обеспечена возможность корректного приведения результатов, полученных при испытаниях двигателя при различных климатических условиях, к параметрам, соответствующим условиям стандартной атмосферы.

Задача изобретения заключается в обеспечении возможности корректного приведения результатов испытаний к стандартным условиям атмосферы и в повышении репрезентативности результатов испытаний.

Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является возможность более корректного приведения результатов, полученных при испытаниях двигателя при различных климатических условиях, к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения характеристик конкретного типа двигателя при изменении температуры воздуха на входе в двигатель, таких, как радиальные зазоры в компрессоре и турбине, КПД узлов и т.п.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе испытания ГТД, включающем приведение значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части ГТД при изменении атмосферных условий, согласно настоящему изобретению, проводят испытания двигателя на выбранном режиме работы двигателя при одинаковых барометрических давлениях и одинаковой влажности воздуха с различной температурой воздуха на входе в двигатель, измеряют параметры на ряде температур воздуха на входе в двигатель, включая температуру t=+15°С, приводят их к стандартным атмосферным условиям, вычисляют поправочные коэффициенты, учитывающие изменения характеристик конкретного типа двигателя при изменении температуры окружающего воздуха

где At=+15 - значение параметра, измеренное при температуре воздуха на входе в двигатель t=+15°С,

At≠+15 - значение параметра, измеренное при температуре воздуха на входе, отличающейся от t=+15°С, и приведенное к стандартным атмосферным условиям,

формируют зависимости поправочных коэффициентов на измеряемые параметры от температуры воздуха на входе в двигатель Ki=f(tвх), а при приведении параметров на других двигателях дополнительно умножают приведенные значения параметров на коэффициенты Ki.

Предлагаемый способ испытаний реализуется следующим образом.

Пример.

Проводят испытания двигателя на максимальном режиме работы двигателя при влажности воздуха ϕ=50, барометрическом давлении окружающей среды Ва=750 мм рт ст при температурах атмосферного воздуха tвх=-30°С, -10°С, 0°С, +15°С, +30°С, измеряют значения тяги и расхода топлива и приводят их к стандартным атмосферным условиям.

В таблице 1 представлены значения тяги Rпр и расхода топлива Gtпр, измеренные при температуре атмосферного воздуха tвх=+15°С, и значения параметров, измеренные при температурах tвх=-30°С, -10°С, 0°С, +30°С, и приведенные к стандартным атмосферным условиям:

Вычисляют поправочные коэффициенты КR и КG, учитывающие изменения характеристик двигателя при изменении температуры окружающего воздуха, путем отношения значения параметра, измеренного при tвх=+15°С, к значениям параметров, измеренным во всем диапазоне температур атмосферного воздуха и приведенным к стандартным атмосферным условиям (таблица 2):

По полученным значениям строят зависимости поправочных коэффициентов KR и KG в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель (фиг. 1 и фиг. 2).

При испытаниях другого опытного образца двигателя при tвх=-20°С измеряют значения тяги и расхода топлива и приводят к стандартным атмосферным условиям.

Затем определяют по полученным зависимостям коэффициенты КR и КG при tвх=-20°С, и умножают приведенные значения тяги и расхода топлива эти коэффициенты:

RMCA=Rпр×КR=7130×1,0093=7196 кг

GtMCA=GtПР×КG=5080×1,033=5248 кг/ч

Полученные коэффициенты используют для вычисления параметров двигателя при различных температурах воздуха на входе в двигатель при испытаниях и эксплуатации двигателей.

Осуществление изобретения обеспечивает возможность более корректного, по сравнению с прототипом, приведению результатов, полученных при испытаниях ГТД при различных климатических условиях, к стандартным атмосферным условиям.


СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 71-80 of 110 items.
09.08.2019
№219.017.bd20

Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к управлению двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами. Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора включает управление...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696516
Дата охранного документа: 02.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd61

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбореактивным двигателям для авиационной техники, в частности к конструкции реактивных сопел. Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус, подвижный корпус, управляющие гидроцилиндры, а также пневмоцилиндры. Неподвижный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696833
Дата охранного документа: 06.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd88

Кольцевой объёмный оптический резонатор

Изобретение к лазерной технике. Кольцевой объемный оптический резонатор содержит ограниченную наружной и внутренней стенками кольцевую замкнутую полость с впускным отверстием для активной среды и отводным отверстием, образующую коаксиальные поверхности, систему зеркал, установленных вдоль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696944
Дата охранного документа: 07.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd93

Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции компрессоров высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя. Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя содержит корпус регулируемых направляющих аппаратов, промежуточный корпус, механизм...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696839
Дата охранного документа: 06.08.2019
12.09.2019
№219.017.ca6b

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002699870
Дата охранного документа: 11.09.2019
12.09.2019
№219.017.ca79

Роторная машина объемного типа

Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано для привода потребителей механической энергии, а также в качестве составной части двигателя внутреннего сгорания, в том числе и газотурбинных двигателей. Техническим результатом является...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002699864
Дата охранного документа: 11.09.2019
02.10.2019
№219.017.d132

Двухконтурный газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002700110
Дата охранного документа: 12.09.2019
12.10.2019
№219.017.d555

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702713
Дата охранного документа: 09.10.2019
12.10.2019
№219.017.d559

Способ управления турбокомпрессорной установкой

Изобретение относится к способам управления работой турбокомпрессорных установок и может быть использовано для управления процессом возникновения критических нестационарных автоколебаний компрессора нагнетателя, возникающих при испытаниях преимущественно авиационных газотурбинных двигателей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702714
Дата охранного документа: 09.10.2019
15.10.2019
№219.017.d59f

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей в промышленности в качестве привода газоперекачивающих агрегатов, в частности к дополнительным устройствам, обеспечивающим очистки проточных частей и внутренних каналов газотурбинных двигателей от загрязнений и топливных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702782
Дата охранного документа: 11.10.2019
Showing 71-80 of 169 items.
27.03.2016
№216.014.c83d

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства. Способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства включает поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002578780
Дата охранного документа: 27.03.2016
20.04.2016
№216.015.3523

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581990
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.3566

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581987
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.3600

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581980
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.3663

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581981
Дата охранного документа: 20.04.2016
10.05.2016
№216.015.3b01

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей, а именно турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) с изменяемой площадью выходного устройства. При осуществлении способа предварительно проводят испытания нескольких образцов двигателей с различными...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002583485
Дата охранного документа: 10.05.2016
10.05.2016
№216.015.3b95

Способ эксплуатации газотурбинного двигателя в наземных установках

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Перед запуском двигателя в нагнетающую магистраль подают масло через дополнительный маслонасос и дополнительную...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002583490
Дата охранного документа: 10.05.2016
13.01.2017
№217.015.65d0

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД. При осуществлении способа дополнительно ограничивают максимальное значение давления в камере сгорания до Р ,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002592360
Дата охранного документа: 20.07.2016
13.01.2017
№217.015.6b4c

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает управление суммарным расходом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002592562
Дата охранного документа: 27.07.2016
13.01.2017
№217.015.6c9c

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса второй ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), содержащего проточную часть,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002597324
Дата охранного документа: 10.09.2016
+ добавить свой РИД