Гибридный турбореактивный авиационный двигатель


 


Владельцы патента RU 2511829:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (RU)

Гибридный турбореактивный авиационный двигатель содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, и контроллер. Выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления. Выход электрохимического генератора связан с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления. Контроллер связан с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполнен с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания. Изобретение направлено на уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение экономичности. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

.

 

Изобретение относится к авиационному машиностроению, а более точно касается гибридного турбореактивного авиационного двигателя.

Под «гибридностью» понимается схема, позволяющая совмещать в двигателе тягу двигателей разного типа.

Так, известен гибридный автомобиль, который использует для привода ведущих колес разнородную энергию (Автомобильные новости. Гибридные автомобили, 15 марта 2011: http://carnews.topinfomaster.com/post_1300194213.html). Для этого современными автопроизводителями используется схема, позволяющая совмещать тягу двигателя внутреннего сгорания (ДВС) и электродвигателя. Это позволяет избежать работы ДВС в режиме малых нагрузок, а также реализовывать рекуперацию кинетической энергии, что повышает топливную эффективность силовой установки. Этот тип двигателя в автомобильной индустрии (Toyota Prius, Lexus, BMW 5, 6 и 7 серий), а также в судоходстве (Mochi Craft Long Range 23M) сегодня является наиболее подходящим решением. Он основывается на сочетании традиционного дизеля и электромотора. Они не соединяются напрямую. Если они завязаны на единый передаточный вал, то могут работать отдельно друг от друга. Это значит, что в некоторых случаях можно идти только на электричестве. Преимущества - отсутствие загрязнения и шума. Недостатки - уменьшенные скорость и автономность.

Известен гибридный ракетный двигатель (ГРД) - химический ракетный двигатель, использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях - жидком и твердом. В твердом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее.

Известен гибридный ТРД/ПВРД фирмы Pratt&Whitney на самолете SR-71 blackbind (Сайт FreePapers.ru - 7 декабря 2010, http://freepapers.ru/85/istoriya-razvitiya-reaktivnogo-dvigatelya/3888.35649.list4.html), который работал как ТРД с форсажем до скорости M=2,4, а на более высоких скоростях воздух поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась и он работал как ПВРД. Такая схема позволяет расширить скоростной диапазон эффективности работ до M=3,2, но уступает ТРД и ПВРД по весовым характеристикам.

Известно использование топливных элементов во вспомогательных силовых установках самолета (Сайт - aviaport.ru. 29 марта 2007: http://www.aviaport.ru/digest/2007/03/29/118391.html).

Известен авиалайнер A320 ATRA (Advanced Technology Research Aircraft), оснащенный двумя электродвигателями на переднем колесе, который продемонстрировал, что мощности электротяги достаточно, чтобы проехать от начальной позиции до взлетно-посадочной полосы, не включая реактивные двигатели. Электродвигатели получали питание от бортовых топливных элементов самолета (Сайт - ozemle. net. 18 августа 2011 г. http://www.ozemle.net/category/dostijeniya/page/12).

Известно, что Airbus и DLR экспериментально доказали, что топливные элементы могут быть использованы в качестве наземной вспомогательной силовой установки, которая, подключенная к самолету, обеспечивает подачу электричества на освещение, кондиционирование салона и для других нужд в то время, когда авиационные двигатели отключены (сайт - aero-news.ru, 18 июля 2011 г.: http://www.aero-news.ru/airbus-i-dlr-eksperimentiruyut-s-toplivnymi-elementami/).

Известен электрический самолет на топливных элементах (заявка США №2003/0075643), летающий на небольшой высоте со схемой силовой установки, которая включает электромотор, батарею твердополимерных топливных элементов, отдельный воздухозаборник из атмосферы для батареи твердополимерных топливных элементов, топливный бак с запасенным водородом либо с химическим реагентом, который в результате реакции выделяет водород, электрический преобразователь, контроллер, самолетное оборудование, солнечные батареи, аккумуляторные батареи.

Выработанная электрическая мощность поступает в преобразователь, далее в систему энергоснабжения и оборудования самолета и к двум электромоторам, которые приводят во вращение воздушные винты легкого самолета.

Кроме получения электроэнергии от батареи топливных элементов предусмотрено дополнительное получение электроэнергии от солнечных батарей и запас ее в аккумуляторных батареях.

Данное техническое решение касается электродвигателя для легких местных самолетов без камеры сгорания.

Известен двухконтурный двигатель с комбинированной камерой сгорания (заявка США №2008/001038). В камере сгорания дополнительно для улучшения характеристик ТРДД размещены топливные элементы, работающие одновременно с основной камерой сгорания. Двигатель снабжен системой управления - контроллером, одной из задач которого является управление расходами топлива через камеру сгорания и топливными элементами. Полученная в топливном элементе электроэнергия используется потребителями бортовой сети самолета, например системой кондиционирования или другими системами. Хотя двигатель имеет конструктивно комбинированную камеру сгорания, его нельзя отнести к гибридным турбореактивным двигателем, так как он обеспечивает электроэнергией вспомогательные нужды, а для привода вентилятора используется традиционная тепловая энергия камеры сгорания.

Гибридных авиационных турбореактивных двигателей, совмещающих для привода вентилятора разнородную энергию, продуктов сгорания и электрическую, в основной силовой установке в патентной литературе не выявлено.

В основу изобретения положена задача создания гибридного авиационного турбореактивного двигателя, позволяющего уменьшить выброс токсичных веществ, снизить шум, особенно в зоне аэропортов, повысить топливную экономичность.

Технический результат - уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение топливной экономичности.

Поставленная задача решается тем, что гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, при этом выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления, а выход электрохимического генератора - с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления, и контроллер, связанный с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и энергии продуктов сгорания.

Целесообразно, чтобы контроллер был связан с регулирующими органами, один из которых расположен в тракте топлива от его источника к камере и электрохимического генератора и регулирует распределение углеводородного топлива между электрохимическим генератором и камерой сгорания, а другой расположен в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором и регулирует распределение воздуха между электрохимическим генератором и камерой сгорания. Целесообразно также, чтобы электрохимический генератор содержал риформер и камеру дожигания, вход которой соединен с выходом батареи, а выход - с камерой смешения на выходе камеры сгорания.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом, где показана принципиальная схема гибридного турбореактивного авиационного двигателя, согласно изобретению.

Гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания 4, электрохимический генератор (ЭХГ) 8, расположенный вне камеры сгорания 4, связанные входами с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха.

ГТРД содержит также вентилятор 1, редуктор 2, компрессор 3, турбину 5 высокого давления, турбину 6 низкого давления, электродвигатель 7, связанный входом с электрохимическим генератором 8. Выход камеры сгорания 4 связан через турбину 5 высокого давления с турбиной 6 низкого давления, установленной на одном валу 16 с электродвигателем 7. На том же валу 16 установлен вентилятор 1, который через редуктор 2 приводится во вращение от турбины 6 и электродвигателя 7. На чертеже представлен двухвальный ГТРД, где компрессор 3 и турбина 5 установлены на другом валу 15. Однако возможен ГТРД одновального исполнения.

Кроме того, ГТРД содержит контроллер 20, выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор 8 и камеру сгорания 4.

Контроллер 20 связан с регулирующим органом 11, расположенным в тракте топлива от его источника к камере сгорания 4 и к ЭХГ 8 и регулирующим распределение углеводородного топлива между ЭХГ и камерой сгорания, и с регулирующим органом 9, расположенным в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором 3 и регулирующим распределение сжатого воздуха между ЭХГ 8 и камерой сгорания 4.

Конструктивно регулирующие органы могут быть выполнены в виде заслонки и предварительно тарированы.

Контроллер 20 меняет положение заслонок в зависимости от режима полета и управляющих воздействий пилота, обеспечивая тем самым потребный расход топлива и воздуха между каналами ЭХГ и камеры сгорания.

Электрохимический генератор (ЭХГ) 8 содержит батарею 12 элементов, например, твердотопливных. Однако возможно применение и других топливных элементов.

ЭХГ 8 может включать риформер 13, преобразующий поступающее углеводородное топливо в синтез-газ. Риформер 13 снабжен входами для подачи воздуха и углеводородного топлива, а выход соединен с входом батареи 12 топливных элементов. ЭХГ 8 может включать также камеру дожигания 14 синтез-газа, выходящего из батареи топливных элементов, вход которой соединен с выходом батареи 12, а выход - с камерой смешения 10 на выходе камеры сгорания 4. Выработанный риформером 13 синтез-газ поступает в батарею 12 твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ), работающих на выработанном синтез-газе, заслонка 17 связана с контроллером и разделяет воздушный поток на используемый для выработки синтез-газа в риформере 13 и на поступающий в качестве окислителя непосредственно в батареи 12 топливных элементов.

Электрохимический генератор 8 дополнительно может быть связан с внешними (бортовыми) потребителями электроэнергии.

Анализ вопросов согласования работы газодинамической и электрохимических составляющих ГТРД с ЭХГ на основе батареи топливных элементов на крейсерском и взлетном режиме показал целесообразность совмещения для привода вала 16 разнородных энергий - электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания.

В канал ЭХГ 8 на крейсерском режиме идет основная часть воздуха, покидающего компрессор 3, а именно от 70% до 90% в зависимости от параметров конкретного двигателя. Под полученный на этом расчетном режиме физический расход воздуха проектируется ЭХГ.

Для обеспечения надежной и эффективной работы ЭХГ на других режимах расход воздуха через ЭХГ изменяется в ограниченных пределах. Для этих целей используется заслонка 9, регулирующая долю воздуха, идущего в каждый из каналов через традиционную камеру сгорания или ЭХГ.

Перед турбиной высокого давления расположена камера смешения 10, в которую поступает газ из двух каналов (канал 18 от ЭХГ и канал 19 от камеры сгорания). Из камеры смешения 10 весь газ поступает на турбину 5 компрессора.

В двухвальном ГТРД выработанная в ЭХГ электрическая мощность подводится к электродвигателю 7 на валу 16 с вентилятором 1 и редуктором 2, как дополнительная к мощности турбины 6 вентилятора.

Гибридный авиационный турбореактивный двигатель работает следующим образом.

При включении двигателя на аэродроме контроллер 20 устанавливает в соответствующее запуску положение заслонки 9 подачи воздуха и 11 подачи топлива.

В камеру сгорания 4 поступает сжатый воздух после компрессора 3 за вычетом расхода воздуха, подаваемого ЭХГ. При запуске примерно 10% воздуха поступает в ЭХГ, 90% - в камеру сгорания.

При переходе на другие режимы контроллер переключает заслонки в положение, соответствующее текущему режиму полета. Например, на крейсерском режиме контроллер переключает положение заслонок в положение, когда 70-90% воздуха поступает в ЭХГ, а 30-10% - в камеру сгорания.

От работы батареи 12 топливных элементов и камеры сгорания 4 включаются электродвигатель 7 и турбина 6, которые приводят во вращение валы 15 и 16. Работа привода валов от электродвигателя и турбины снижает нагрузку на камеру сгорания, что уменьшает токсичные выбросы и шум.

Особенностью предложенной схемы гибридного ТРД является то, что ЭХГ работает на протяжении всего полета с расходом воздуха через него, близким к расчетному, а согласование режимов дросселирования и регулирования происходят по топливовоздушным каналам, связанным с традиционной камерой сгорания.

Таким образом, предложенный ГТРД совмещает в силовой установке для привода вала разнородную энергию - электроэнергию и тепловую энергию продуктов сгорания.

Это сочетание повышает экономичность за счет более высокого КПД использования топлива в топливных элементах, уменьшает выбросы загрязняющих веществ, повышает надежность, упрощает задачи регулирования ГТРД на режимах полетного цикла магистрального самолета по сравнению с аналогами.

1. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель, который содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, при этом выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления, а выход электрохимического генератора - с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления, и контроллер, связанный с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания.

2. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что контроллер связан с регулирующими органами, один из которых расположен в тракте топлива от его источника к камере сгорания и электрохимическому генератору и регулирует распределение углеводородного топлива между электрохимическим генератором и камерой сгорания, а другой расположен в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором и регулирует распределение воздуха между электрохимическим генератором и камерой сгорания.

3. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что электрохимический генератор содержит риформер с входами для подачи воздуха и углеводородного топлива, а выход соединен с входом электрохимического генератора на топливных элементах.

4. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1 или 3, отличающийся тем, что электрохимический генератор содержит камеру дожигания, вход которой соединен с выходом электрохимического генератора на топливных элементах, а выход - с камерой смешения на выходе камеры сгорания.

5. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что электрохимический генератор связан с внешними (бортовыми) потребителями электроэнергии.

6. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выход электрохимического генератора соединен с камерой смешения на выходе камеры сгорания.

7. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на взлетном режиме поток воздуха, поступающий в электрохимический генератор, составляет 10-30%, а на крейсерском режиме - 70-90% от общего потока воздуха, поступающего в двигатель.



 

Похожие патенты:

Гибридный двойной газотурбинный двигатель является аналогом и воздушно-реактивного двигателя, и газовой турбины и представляет из себя турбину в турбине, расположенные соосно, главным отличием которого является то, что воздух (рабочее тело) в конфузорной части не сжимается, а разгоняется и направляется в сопла, где установлена или установлены камеры сгорания и где полученная воздушная смесь (или смеси) расширяется и смешивается между собой и направляется на лопатки ротора, на одном валу с которым может быть установлена дополнительная турбина или генератор.

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к системам и способам использования алгоритма регулировки динамики горения совместно с камерой сгорания с множеством индивидуальных отсеков.

Изобретение относится к узлам устройств, содержащих средства уплотнения. .

Горелка // 2459146
Изобретение относится к области энергетики. .

Изобретение относится к уплотнительной технике, в частности, для обеспечения непроницаемости зазора между ротором и статором. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применен ядерный реактор.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. После сборки производят испытания двигателя по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный либо полный форсированный режим до полного останова двигателя и затем репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов, превышающем время полета не менее чем в 5 раз. Быстрый выход на максимальный или форсированный режим на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости и сброса. Технический результат состоит в повышении достоверности результатов испытаний на этапе серийного производства и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы газотурбинного двигателя в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ТРД. В программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий на изменение эксплуатационных характеристик опытного ТРД. Испытания проведены с измерением параметров работы двигателя на различных режимах в пределах запрограммированного диапазона полетных режимов для конкретной серии двигателей и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Технический результат состоит в повышении эксплуатационных характеристик ТРД, а именно тяги, и надежности двигателя в процессе эксплуатации в полном диапазоне полетных циклов в различных климатических условиях, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на стадии доводки опытного ТРД. 3 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл., 1 пр.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (ГТД), при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе. При этом капитально отремонтированный двигатель испытывают по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Также представлены способ капитального ремонта партии, а также газотурбинный двигатель, отремонтированный согласно настоящему способу. Изобретение позволяет уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества ГТД и достоверность экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя. 6 н. и 17 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя (ТРД), при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе. При этом капитально отремонтированный двигатель испытывают по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Также представлены способ капитального ремонта партии, а также турбореактивный двигатель, отремонтированный согласно настоящему способу. Изобретение позволяет уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества ТРД и достоверность экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя. 6 н. и 17 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, при этом содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло. Двигатель испытан на стенде, который снабжен выдвижным интерцептором, пересекающим входной воздушный поток. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Изобретение позволяет обеспечить повышение объемности и надежности статически достоверных данных о допустимых границах частотных режимов вращения ротора с обеспечением газодинамической устойчивости двигателей с одновременным сокращением трудо- и энергоемкости процесса испытаний. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя (ТРД), при котором создают ротационно-обновляемый запас восстановленных деталей: модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе. При этом капитально отремонтированный двигатель испытывают по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. Также представлены способ капитального ремонта партии, а также турбореактивный двигатель, отремонтированный согласно настоящему способу. Изобретение позволяет уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества ТРД и достоверность экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя. 6 н. и 16 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, при этом содержит не менее восьми модулей, смонтированных предпочтительно по модульно-узловой системе, включая компрессор высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло. Двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов. Смонтированный двигатель испытан на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Испытания проведены с измерением параметров работы двигателя на различных режимах. Изобретение позволяет обеспечить улучшение тяги, а также позволяет повысить достоверность эксплуатационных характеристик для разных температурно-климатических условий и режимов эксплуатации двигателя, и при этом позволяет повысить репрезентативность результатов испытаний. 6 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (ГТД), при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе. При этом капитально отремонтированный двигатель испытывают на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Испытания проводят с измерением параметров работы двигателя на различных режимах. Также представлены способ капитального ремонта партии, а также газотурбинный двигатель, отремонтированный согласно настоящему способу. Изобретение позволяет уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества и надежность определения влияния климатических условий, оказываемого на изменение эксплуатационных характеристик ГТД. 6 н. и 15 з.п. ф-лы, 1 ил., 4 табл.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, включая компрессор высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло. Ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30° по часовой стрелке для правого двигателя и на угол не менее 30° против часовой стрелки для левого двигателя. Стенд для испытания двигателя снабжен входным аэродинамическим устройством с дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора с фиксированной критической точкой, отделяющей двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Изобретение позволяет повысить достоверность данных о допустимых границах частотных режимов вращения ротора с обеспечением газодинамической устойчивости двигателей. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя, при котором создают ротационно-обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе. При этом капитально отремонтированный двигатель испытывают на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Также представлены способ капитального ремонта партии, а также турбореактивный двигатель, отремонтированный согласно способу. Изобретение позволяет уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества и надежность. 6 н. и 14 з.п. ф-лы, 1 ил., 4 табл.
Наверх