Способ испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к транспортному машиностроению и двигателестроению авиационного назначения и применимо при наземных испытаниях форсажной камеры сгорания на стендах и аэродромах. Задачи изобретения: повышение точности подтверждения и уменьшение времени испытаний на длительный ресурс работы в наземных условиях путем увеличения нагрузки на форсажную камеру сгорания выше эксплуатационных значений. Поставленные задачи в способе испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающемся в ее циклическом нагружении и имитации высоты полета, при этом изменяют давление воздуха на регуляторе расхода форсажного топлива и этим изменяют расход форсажного топлива, решаются тем, что отключают подачу воздуха из-за компрессора газотурбинного двигателя от регулятора расхода форсажного топлива и подключают к нему подачу технологического воздуха от автономной системы питания через регулятор давления, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания изменяют по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя по программе повышения расхода топлива через форсажную камеру сгорания выше эксплуатационных значений. За счет увеличения нагрузки на элементы конструкции форсажной камеры сгорания выше, чем в эксплуатации, при проведении эквивалентно-циклических испытаний газотурбинного двигателя проведена проверка прочностных характеристик элементов конструкции форсажной камеры сгорания в наземных условиях на длительный ресурс ее работы. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Способ испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя относится к транспортному машиностроению и двигателестроению авиационного назначения и применимо при наземных испытаниях форсажной камеры сгорания на стендах и аэродромах.

Известен способ испытания форсажной камеры сгорания в составе газотурбинного двигателя, установленного на летательном объекте и заключающийся в полетах по заданной траектории.

Недостаток этого способа в том, что с увеличением высоты полета снижается атмосферное давление, а значит и расход воздуха через форсажную камеру сгорания, при этом нропорционально система дозировки топлива уменьшает его расход, а это приводит к тому, что форсажная камера сгорания работает в более благоприятных условиях, чем на земле. Основные неисправности, трещины на элементах форсажной камеры сгорания, возникают при взлете объекта, на малой высоте полета, или при наземных испытаниях газотурбинных двигателей, т.к. плотность воздуха у земли наибольшая и расход топлива в форсажную камеру сгорания также максимальный, т.е. она работает в тяжелых условиях.

Известен способ эквивалентно-циклических испытаний газотурбинных двигателей на испытательном стенде или в земных условиях заключающийся в циклических его запусках по заданной программе (Положение об эквивалентно-циклических испытаниях двигателей гражданской авиации. ЦИАМ, 1981 г.)

Недостаток этого способа в том, что при имитации высоты полета снижают расход топлива в форсажную камеру сгорания, а это в земных условиях приводит к менее нагруженным режимам ее работы, при этом дефекты не проявляются.

Задачи изобретения: повышение точности подтверждения и уменьшение времени испытаний на длительный ресурс работы в наземных условиях путем увеличения нагрузки на форсажную камеру сгорания выше эксплуатационных значений.

Поставленные задачи в способе испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя заключающегося в ее циклическом нагружении и имитации высоты полета, при этом изменяют давление воздуха на регуляторе расхода форсажного топлива и этим изменяют расход форсажного топлива решаются тем, что отключают подачу воздуха из-за компрессора газотурбинного двигателя от регулятора расхода форсажного топлива, и подключают к нему подачу технологического воздуха от автономной системы питания через регулятор давления, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания изменяют по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя по программе повышения расхода топлива через форсажную камеру сгорания выше эксплуатационных значений, а также тем, что давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива изменяют N=k⋅R/Т раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя, Т - среднее время одного полета, по циклограмме: включают форсажную камеру сгорания, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива равно давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, увеличивают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, форсажная камера сгорания работает, выключают форсажную камеру сгорания, снижают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива до давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя и тем, что давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива изменяют N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя, Т - среднее время одного полета, по циклограмме: включают форсажную камеру сгорания, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания выше по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, форсажная камера сгорания работает, выключают форсажную камеру сгорания и тем, что время работы форсажной камеры сгорания при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания равном давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя составляет 60-120 с., а время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, 120-240 с. и тем, что время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, составляет 60-240 с. и тем, что время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя разделено на два периода, первый период 30-90 с., при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания постоянно и второй период 90-150 с., при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания изменяют пропорционально изменению атмосферного давления по профилю взлета летательного объекта и тем, что через каждые 1-3 часа работы газотурбинного двигателя выполняют его останов и проводят инструментальную диагностику состояния элементов конструкции форсажной камеры сгорания и тем, что инструментальную диагностику элементов конструкции форсажной камеры сгорания проводят путем измерения частот колебаний каждого элемента конструкции форсажной камеры сгорания, сравнивают эти частоты с первоначальными значениями и если частота собственных колебаний одного из элементов изменилась, то выполняют ремонт форсажной камеры сгорания и тем, что при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания корректируют по профилю полета летательного объекта, на котором установлен газотурбинный двигатель.

В известных технических решениях признаков сходных с признаками, отличающими заявляемое решение от прототипа, не обнаружено, следовательно, это решение обладает существенными отличиями. Приведенная совокупность признаков в сравнении с известным уровнем техники позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого технического решения условию «новизна». В то же время, заявляемое техническое решение применимо в промышленности, в частности при наземных испытаниях форсажной камеры сгорания на стендах и аэродромах, поэтому оно соответствует условию «промышленная применимость».

Изобретение поясняется следующими схемами.

На фиг. 1 схема системы для испытаний форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 циклограмма работы форсажной камеры сгорания и изменения давления технологического воздуха на входе в регулятор расхода форсажного топлива.

На фиг. 3 циклограмма работы форсажной камеры сгорания при повышенном давлении технологического воздуха на входе в регулятор расхода форсажного топлива.

На фиг. 4 циклограмма работы форсажной камеры сгорания при постоянном и переменном давлении технологического воздуха на входе в регулятор расхода форсажного топлива.

Система (фиг. 1) содержит газотурбинный двигатель 1, состоящий из компрессора 2, соединенного валом с турбиной 4. Воздух из компрессора 2 поступает в камеру сгорания 3, а продукты сгорания топлива из последней в турбину 4 и далее в форсажную камеру сгорания 5. Система также содержит клапан 6 подачи воздуха из-за компрессора 2, вход клапана 6 соединен с выходом компрессора 2, а его выход с регулятором 11 форсажного топлива и с выходом клапана 10 технологического воздуха автономной системы питания из баллона 7, при этом баллон 7 автономной системы питания соединен последовательно через редуктор 8, регулятор давления 9 с входом клапана 10 технологического воздуха автономной системы питания. Клапан 6 подачи воздуха из-за компрессора 2, клапан 10 технологического воздуха из автономной системы питания, редуктор 8 и регулятор давления 9 соединены с блоком управления 12.

На фиг. 2 циклограмма работы форсажной камеры и изменения давления технологического воздуха на входе в регулятор расхода форсажного топлива, где Р_тв - давление технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива выше давления за компрессором 2; Р_к - давление технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива равно давлению за компрессором 2; t₁ - время включения форсажной камеры сгорания 5; t₂ - время начала увеличения давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива; t₃ - время начала работы форсажной камеры сгорания 5 при постоянном значении давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива; t₄ - время выключения форсажной камеры сгорания 5 и начала снижения давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива; t₅ - время установки давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива равному давлению за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1.

На фиг. 3 циклограмма работы форсажной камеры сгорания 5 при повышенном давлении технологического воздуха на входе в регулятор 11 расхода форсажного топлива, где: где Р_тв - давление технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива выше давления за компрессором 2; Р_к - давление технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива равно давлению за компрессором 2; t₆ - время включения форсажной камеры сгорания 5; t₇ - время выключения форсажной камеры сгорания 5.

На фиг. 4 циклограмма работы форсажной камеры сгорания 5 при постоянном и переменном давлении технологического воздуха на входе в регулятор 11 расхода форсажного топлива, где периоды: t₉ - t₈ = 30-90 с - работа форсажной камеры сгорания 5 при повышенном постоянном значении давления технологического воздуха на входе в регулятор 11 расхода форсажного топлива, эквивалента движению летательного объекта по взлетной полосе при взлете; t₁₀ - t₉ = 90-150 с - работа форсажной камеры сгорания 5 при снижении значения давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе в регулятор 11 расхода форсажного топлива, которое изменяют пропорционально изменению атмосферного давления по профилю взлета летательного объекта, эквивалентна набору высоты летательным объектом.

Способ по п. 1 (фиг. 1) осуществляют следующим образом. Закрывают клапан 6 (фиг. 1) и отключают подачу воздуха из-за компрессора 2 газотурбинного двигателя 1 от регулятора расхода форсажного топлива 11, а к последнему подают технологический воздух от автономной системы питания из баллона 7 последовательно через редуктор 8, регулятор давления 9 и клапан 10 подачи технологического воздуха из автономной системы питания. Давление технологического воздуха от автономной системы питания на выходе регулятора давления 9 равно атмосферному давлению. После пуска газотурбинного двигателя 1 блок управления 12 увеличивает давление технологического воздуха из автономной системы питания управляя редуктором 8 на выходе регулятора давления 9 до давления равного давлению за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1. При включении форсажной камеры сгорания 5 блок управления 12 открывает клапан 10 подачи технологического воздуха от автономной системы питания к регулятору расхода 11 форсажного топлива. При этом увеличивается расход форсажного топлива, что, в свою очередь, приводит к увеличению нагрузки на элементы конструкции форсажной камеры сгорания 5. После испытания форсажной камеры сгорания 5 выключают ее и блок управления 12 управляя редуктором 8 снижает давление технологического воздуха из автономной системы питания за регулятором давления 9 на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива до давления равного давлению за компрессором 2. Далее производят останов газотурбинного двигателя 1 и блок управления 12 снижает давление технологического воздуха из автономной системы питания редуктором 8 за регулятором давления 9 на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива до атмосферного, после этого блок управления 12 закрывает клапан 10 подачи технологического воздуха к регулятору расхода 11 форсажного топлива. Работой клапана 6 (фиг. 1) подачи воздуха из-за компрессора 2, клапана 10 подачи технологического воздуха от автономной системы питания, редуктора 8 и регулятора давления 9 управляет блок управления 12 по заданной в нем программе. За счет увеличения расхода топлива в форсажную камеру сгорания по сравнению с эксплуатационными значениями в наземных условиях повышена нагрузка на все элементы ее конструкции, что позволяет выявить неисправности в процессе ее ресурсных эквивалентно-циклических испытаний за короткий промежуток времени.

Способ по п. 2 (фиг. 1 и фиг. 2) формулы осуществляют следующим образом. По циклограмме: включают форсажную камеру сгорания 1 во время t₁ (фиг. 2), при этом давление Р_к технологического воздуха на выходе регулятора 9 давления от автономной системы питания к регулятору 11 расхода форсажного топлива равно давлению воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, в период времени с t₂ до t₃ блок управления 12 управляя редуктором 8 увеличивают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору 11 расхода форсажного топлива от автономной системы питания по сравнению с давлением воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1 до величины Р_тв, форсажная камера сгорания 5 работает, во время t₄ выключают форсажную камеру сгорания 5, в период времени с t₄ до t₅ блок управления 12 управляя редуктором 8 снижают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 от автономной системы питания к регулятору 11 расхода форсажного топлива до давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1. Блок управления 12 управляя редуктором 8 изменяет давление технологического воздуха из автономной системы питания на выходе из регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания 5 за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя 1, Т - среднее время одного полета, по выше приведенной циклограмме. За счет штатного включения форсажной камеры сгорания методика проведения ресурсных эквивалентно-циклических испытаний приближена к реальным условиям эксплуатации, что дает надежный результат по ресурсным испытаниям.

Способ по п. 3 (фиг. 1 и фиг. 3) формулы осуществляют следующим образом. По циклограмме: во время t₆, включают форсажную камеру сгорания 5, при этом давление Р_тв технологического воздуха на выходе регулятора 9 давления к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания выше по сравнению с давлением воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, в период времени с t₆ по t₇ форсажная камера сгорания 5 работает, во время t₇ выключают форсажную камеру сгорания 5. Блок управления 12 управляя редуктором 8 изменяет давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления 9 от автономной системы питания к регулятору 11 расхода форсажного топлива N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания 5 за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя 1, Т - среднее время одного полета, по выше приведенной циклограмме. За счет повышенного расхода форсажного топлива при включении форсажной камеры сгорания снижено время ее ресурсных эквивалентно-циклических испытаний.

Способ по п. 4 (фиг. 1 и фиг. 2) формулы осуществляют следующим образом. Время работы форсажной камеры сгорания 5 (фиг. 1) в период от t₁ до t₂ (фиг. 2) при давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания равном давлению воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1 составляет 60-120 с., а время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, 120-240 с. За счет ограничения времени работы форсажной камеры сгорания на этапах циклической ее работы, условия эквивалентно-циклических испытаний приближены к эксплуатационным значениям: пробега летательного объекта по взлетной полосе и непосредственно при наборе высоты летательным объектом.

Способ по п. 5 (фиг. 1 и фиг. 3) формулы осуществляют следующим образом. Время работы в период от t₆ до t₇ (фиг. 3) при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 (фиг. 1) к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, составляет 60-240 с. За счет ограничения времени работы форсажной камеры сгорания 5 на этапах циклической ее работы, условия испытаний приближены к эксплуатационным значениям пробега по взлетной полосе и непосредственно при наборе высоты летательным объектом при повышенных нагрузках на элементы конструкции форсажной камеры сгорания, что сокращает время длительных эквивалентно-циклических испытаний.

Способ по п. 6 (фиг. 1 и фиг. 4) формулы осуществляют следующим образом. Время работы в период от t₈ до t₁₀ (фиг. 4) при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 (фиг. 1) к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1 разделено на два периода, первый период от t₈ до t₉ (фиг. 4) равен 30-90 с., при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания постоянно и второй период от t₉ до t₁₀ (фиг. 4) равен 90-150 с., при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания изменяют пропорционально изменению атмосферного давления по профилю взлета летательного объекта. За счет изменения расхода топлива в форсажную камеру сгорания 5 по профилю взлета или полета летательного объекта, условия наземных ресурсных эквивалентно-циклических испытаний форсажной камеры приближены к эксплуатационным значениям.

Способ по п. 7 (фиг. 1) формулы осуществляют следующим образом. Через каждые 1-3 часа работы газотурбинного двигателя 1 выполняют его останов и проводят инструментальную диагностику состояния элементов конструкции форсажной камеры сгорания 5. За счет проведения периодической инструментальной диагностики элементов конструкции форсажной камеры сгорания 5 при проведении ресурсных эквивалентно-циклических испытаний оперативно выявляются дефекты ее конструкции или дефекты производства.

Способ по п. 8 (фиг. 1) формулы осуществляют следующим образом. Инструментальную диагностику элементов конструкции форсажной камеры сгорания 5 проводят путем измерения частот колебаний каждого элемента конструкции форсажной камеры сгорания 5, сравнивают эти частоты с первоначальными значениями и если частота собственных колебаний одного из элементов изменилась, то выполняют ремонт форсажной камеры сгорания 5. За счет проведения диагностики элементов конструкции без разборки форсажной камеры сгорания 5 при проведении ее ресурсных эквивалентно-циклических испытаний повышена экономичность испытаний и надежность результатов испытаний.

Способ по п. 9 (фиг. 1) формулы осуществляют следующим образом. При давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания корректируют по профилю полета летательного объекта, на котором установлен газотурбинный двигатель 1. За счет изменения расхода топлива в форсажную камеру сгорания 5 по профилю взлета или полета летательного объекта, условия наземных ресурсных эквивалентно-циклических испытаний форсажной камеры приближены к эксплуатационным значениям.

Запуски форсажной камеры сгорания при повышенном расходе форсажного топлива выполняют циклически, что обеспечивает повышенные нагрузки на элементы ее конструкции.

За счет увеличения нагрузки на элементы конструкции форсажной камеры сгорания выше, чем в эксплуатации, при проведении эквивалентно-циклических испытаний газотурбинного двигателя, проведена проверка прочностных характеристик элементов конструкции форсажной камеры сгорания в наземных условиях на длительный ресурс ее работы за меньший период времени.

Таким образом, изобретением усовершенствован способ эквивалентно-циклических испытаний элементов конструкции форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя в наземных условиях или на аэродроме, в которой увеличен расход форсажного топлива для увеличения нагрузок на элементы конструкции форсажной камеры сгорания.

1. Способ испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающийся в ее циклическом нагружении и имитации высоты полета, при этом изменяют давление воздуха на регуляторе расхода форсажного топлива и этим изменяют расход форсажного топлива, отличающийся тем, что отключают подачу воздуха из-за компрессора газотурбинного двигателя от регулятора расхода форсажного топлива и подключают к нему подачу технологического воздуха от автономной системы питания через регулятор давления, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания изменяют по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя по программе повышения расхода топлива через форсажную камеру сгорания выше эксплуатационных значений.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива изменяют N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя, Т - среднее время одного полета, по циклограмме: включают форсажную камеру сгорания, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива равно давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, увеличивают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, форсажная камера сгорания работает, выключают форсажную камеру сгорания, снижают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива до давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива изменяют N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя, Т - среднее время одного полета, по циклограмме: включают форсажную камеру сгорания, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания выше по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, форсажная камера сгорания работает, выключают форсажную камеру сгорания.

4. Способ по п. 2, отличающийся тем, что время работы форсажной камеры сгорания при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, равном давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, составляет 60-120 с, а время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, 120-240 с.

5. Способ по п. 3, отличающийся тем, что время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, составляет 60-240 с.

6. Способ по п. 2, или 3, или 4, отличающийся тем, что время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, разделено на два периода, первый период 30-90 с, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания постоянно, и второй период 90-150 с, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания изменяют пропорционально изменению атмосферного давления по профилю взлета летательного объекта.

7. Способ по п. 2, или 3, или 4, или 5, или 6, отличающийся тем, что через каждые 1-3 ч работы газотурбинного двигателя выполняют его останов и проводят инструментальную диагностику состояния элементов конструкции форсажной камеры сгорания.

8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что инструментальную диагностику элементов конструкции форсажной камеры сгорания проводят путем измерения частот колебаний каждого элемента конструкции форсажной камеры сгорания, сравнивают эти частоты с первоначальными значениями, и если частота собственных колебаний одного из элементов изменилась, то выполняют ремонт форсажной камеры сгорания.

9. Способ по п. 1, или 2, или 3, или 4, или 5, отличающийся тем, что при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания корректируют по профилю полета летательного объекта, на котором установлен газотурбинный двигатель.