Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом



Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом
Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом
Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом
Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

 


Владельцы патента RU 2544410:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") (RU)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства ТРД 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 поворотного реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. Устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус, газогенератор, включая компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления. Перед промежуточным корпусом устанавливают компрессор низкого давления, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло. Поворотное реактивное сопло включает поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло. При этом поворотное устройство разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, а регулируемое реактивное сопло аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги. В процессе изготовления КПД входной направляющий аппарат оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек. Стойки устанавливают равномерно распределение по кругу входного сечения ВНА и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга ВНА. После сборки производят испытания двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора. Конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ТРД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе серийного промышленного производства при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н.и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям.

Известен двухконтурный, двухвальный турбореактивный двигатель (ТРД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва, изд. «Наука», 2011 г., с.41-46, рис.1.24).

Известен турбореактивный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. М., изд. Машиностроение, 1984, с.17-120).

Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа турбореактивных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 A1, опубл. 10.08.2004).

Известен способ испытаний турбореактивного двигателя, заключающийся в создании на входе в двигатель неравномерности потока воздуха путем установления сеток во входном канале для определения границы устойчивой работы компрессора. Для введения компрессора двигателя в помпаж требуется набор сеток, которые устанавливаются во входной канал поочередно плавно увеличивая неравномерность, что приводит к увеличению количества запусков и времени для установки сеток во входной канал (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с., с.13-15).

Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, который дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником-охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Регулируемый интерцептор установлен на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора (RU 2199727 C1, 27.12.2004).

Недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний, выполняемых известными способами, и, как следствие, недостаточно высокая надежность оценки важнейших параметров двигателя в широком диапазоне режимов и условий эксплуатации. Наиболее существенным из указанных недостатков является необходимость многократного останова двигателя в процессе испытаний и многократной замены интерцепторов с различной аэродинамической прозрачностью, создающих ту или иную степень аэродинамических помех и снижения или увеличения потока воздуха, поступающего в испытуемый двигатель. Известная технология испытаний приводит к необходимости многократных запусков двигателя в процессе испытания и связана с пережогом топлива и непроизводительными затратами времени и труда испытателей.

Задача группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, заключается в разработке способа серийного производства турбореактивного двигателя и выполненного заявляемым способом ТРД, совокупность технических решений которых обеспечивает возможность оптимального регулирования допустимой тяги в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора без вхождения двигателя в помпаж, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе серийного промышленного производства при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги.

Поставленная задача решается тем, что в способе серийного производства турбореактивного двигателя, согласно изобретению, изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя; собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления (КНД) до всережимного поворотного реактивного сопла; в процессе изготовления КНД собирают статор, в котором устанавливают входной, не более трех промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат, а также собирают ротор, включая вал, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес с системой лопаток, при этом формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала проточной части КНД из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток рабочих колес и направляющих аппаратов КНД; собирают, предпочтительно, помодульно двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным, при этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус; газогенератор, включая компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД, основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); затем перед промежуточным корпусом устанавливают КНД, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, которое, предпочтительно, разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, которое аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги; кроме того, в процессе изготовления КНД входной направляющий аппарат (ВНА) оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек, которые устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА; причем после сборки производят испытания двигателя, по меньшей мере, на определение газодинамической устойчивости (ГДУ) работы серийного ТРД, для этого произвольно отбирают не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять ТРД из серийно произведенной партии, испытуемый двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством, которое снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке подаваемого в двигатель воздуха, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж; повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях; экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

При этом ось вращения поворотного устройства могут выполнять повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого двигателя.

При монтаже ось регулируемого реактивного сопла могут выполнять отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).

Промежуточный корпус могут наделять функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры, при этом в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник, а над промежуточным корпусом на внешнем корпусе двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов.

Статор КВД могут выполнять содержащим входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат.

Радиальные стойки ВНА могут устанавливать равномерно распределение по кругу входного сечения ВНА, преимущественно, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.

Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления могут оснащать, предпочтительно, двадцатью тремя радиальными стойками, соединяющими наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем радиальные стойки выполняют состоящими из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещают с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора компрессора низкого давления.

В процессе монтажа, предпочтительно, разъемно могут объединять КНД с ТНД по валу ротора с возможностью передачи компрессору крутящего момента от указанной турбины, а КВД аналогично объединяют с ТВД с образованием общего вала ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором высокого давления от указанной турбины высокого давления.

Вал ротора КВД-ТВД могут выполнять с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и ТНД и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов.

Корпуса наружного и внутреннего контуров двигателя могут монтировать фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления, при этом в воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева ВНА КНД, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.

Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА могут сообщать с КВД каналом забора подогретого воздуха с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом указанного компрессора.

При испытаниях экспериментально могут подтверждать область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

Поставленная задача в части турбореактивного двигателя решается тем, что турбореактивный двигатель, согласно изобретению, выполнен описанным выше способом.

Технический результат, обеспечиваемый группой изобретений, связанных единым творческим замыслом, состоит в разработке способа серийного производства турбореактивного двигателя и совокупности модулей с обеспечиваемыми в изобретении параметрами выполненного заявляемым способом ТРД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора.

Это достигается за счет применения в двигателе разработанной в изобретении совокупности основных модулей с параметрами и техническими решениями регулирования подачи воздуха без введения двигатель в помпаж, которые проверены предложенной в изобретении системой испытаний на газодинамическую устойчивость компрессора с упрощенной технологией и сокращением трудо- и энергоемкости испытаний. Предложенная система построена на применении выдвижного интерцептора с регулированием подачи воздуха без останова процесса испытания, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Выдвижной интерцептор обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступления воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Технология испытания на этапе серийного производства по настоящему изобретению обеспечивает возможность надежного определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости. Применение изобретения открывает возможность обеспечить по предложенной системе работу двигателя в допустимом диапазоне ГДУ на новом, более высоком уровне надежности и эксплуатации с лучшим качеством.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображен турбореактивный двигатель, продольный разрез;

на фиг.2 - входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;

на фиг.3 - разрез по А-А на фиг.2, где Ни - высота интерцептора, Dкан - диаметр канала входного устройства;

на фиг.4 - входной направляющий аппарат компрессора низкого давления, вид сверху.

Способ серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Затем собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора 1 низкого давления (КНД) до всережимного поворотного реактивного сопла.

В процессе изготовления КНД 1 собирают статор, в котором устанавливают входной направляющий аппарат 2 (ВНА), не более трех промежуточных направляющих аппаратов 3 и выходной спрямляющий аппарат 4. Также собирают ротор, включая вал 5, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес 6 с системой лопаток 7. При этом из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток 7 рабочих колес 6 и лопаток промежуточных направляющих аппаратов 3 формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала 8 проточной части КНД 1.

Собирают, предпочтительно, помодульно двигатель. ТДР выполняют двухконтурным, двухвальным. При этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус 9, образующий газогенератор компрессор 10 высокого давления, а также основную камеру 11 сгорания и турбину 12 высокого давления. Компрессор 10 высокого давления включает статор, а также ротор с валом 13 и системой оснащенных лопатками 14 рабочих колес 15. Число рабочих колес 15 КВД 10 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 6 КНД 1. Перед промежуточным корпусом 9 устанавливают КНД 1, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину 16 низкого давления, смеситель 17, фронтовое устройство 18, форсажную камеру 19 сгорания и поворотное реактивное сопло. Поворотное реактивное сопло включает поворотное устройство 20, которое, предпочтительно, разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере 19 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 21, которое аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства 20 с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги.

В процессе изготовления КНД 1 входной направляющий аппарат 2 оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек 22. Радиальными стойками 22 соединяют наружное и внутреннее кольца 23 и 24 соответственно ВНА 2 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 25 двигателя на переднюю опору. Радиальные стойки 22 устанавливают равномерно распределение по кругу входного сечения ВНА 2, преимущественно, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад, и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком 26 ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА 2.

После сборки производят испытания двигателя, по меньшей мере, на определение газодинамической устойчивости (ГДУ) работы серийного ТРД. Для этого произвольно отбирают не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять ТРД из серийно произведенной партии. Испытуемый двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством 27. Устройство 27 снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 28 с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке подаваемого в двигатель воздуха, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях. Экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

Ось вращения поворотного устройства 20 выполняют повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по направлению полета) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по направлению полета) для левого двигателя.

При монтаже ось регулируемого реактивного сопла 21 выполняют отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).

Промежуточный корпус 9 наделяют функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров 1, 10 и турбин 12, 16 с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КПД 1 и КВД 10, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры 29 и 30 соответственно. В наружном контуре 29 вокруг корпуса основной камеры 11 сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник 31. Над промежуточным корпусом 9 на внешнем корпусе 25 двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).

Статор КВД 10 выполняют содержащим входной направляющий аппарат 32, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 33 и выходной спрямляющий аппарат 34.

Входной направляющий аппарат 2 КНД 1 содержит предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 22, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. По меньшей мере, часть радиальных стоек 22 совмещают с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора КНД 1.

В процессе монтажа, предпочтительно, разъемно объединяют КНД 1 с ТНД 16 по валу 5 ротора с возможностью передачи компрессору 1 крутящего момента от указанной турбины 16. КВД 10 аналогично объединяют с ТВД 12 с образованием общего вала 13 ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором 10 высокого давления от турбины 12 высокого давления.

При этом вал 5 ротора КВД-ТВД выполняют с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал 13 КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 9, основной камеры 11 сгорания и ТНД 16 и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов 5 и 13.

Корпуса наружного и внутреннего контуров двигателя монтируют фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления. В воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева входного направляющего аппарата 2 КНД 1, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.

Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА 2 сообщают с КВД 10 каналом забора подогретого воздуха (на чертежах не показано) с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом 15 КВД 10.

При испытаниях экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

Турбореактивный двигатель выполнен описанным выше способом производства.

Пример реализации испытания турбореактивного двигателя. На стадии серийного производства после сборки ТДР испытанию подвергают двухконтурный двигатель с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.

Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 27 через фланец 35. Устройство 27 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 28, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 28 выполнен с возможностью создания неравномерности и регулирования количества поступающего в двигатель воздуха в интервале от 0 до 100% путем нулевого, промежуточного или полного перекрытия площади рабочего сечения входного аэродинамического устройства 27. Для этого интерцептор 28 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 36 с гидроцилиндром 37, и шкалой выдвижения интерцептора 28, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.

Выводят испытуемый ТРД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05 Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 28 в сечение воздушного потока с шагом (1-5)% от площади указанного сечения, доводя до признаков появления помпажа. В результате данного этапа испытания определяют граничное значение частоты вращения ротора с минимальным запасом газодинамической устойчивости, составляющее 0,8 Макс при выдвижении интерцептора 28 на 73%.

Затем путем обратного перемещения интерцептора 28 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости устанавливают, что при смещении интерцептора 28 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.

Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 28 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ТРД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.

1. Способ серийного производства турбореактивного двигателя (ТРД), характеризующийся тем, что изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя; собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления (КНД) до всережимного поворотного реактивного сопла; в процессе изготовления КНД собирают статор, в котором устанавливают входной, не более трех промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат, а также собирают ротор, включая вал, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес с системой лопаток, при этом формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала проточной части КНД из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток рабочих колес и направляющих аппаратов КНД; собирают помодульно двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным, при этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус; газогенератор, включая компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД, основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); затем перед промежуточным корпусом устанавливают КНД, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, которое, предпочтительно, разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, которое аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги; кроме того, в процессе изготовления КНД входной направляющий аппарат (ВНА) оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек, которые устанавливают равномерно распределение по кругу входного сечения ВНА и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА; причем после сборки производят испытания двигателя на определение газодинамической устойчивости (ГДУ) работы серийного ТРД, для этого произвольно отбирают не менее чем один, для репрезентативности, три-пять ТРД из серийно произведенной партии, испытуемый двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством, которое снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке подаваемого в двигатель воздуха, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж; повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях; экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя, а ось вращения поворотного устройства выполняют повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30° по часовой стрелке для правого двигателя и на угол не менее 30° против часовой стрелки для левого двигателя.

2. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что при монтаже ось регулируемого реактивного сопла выполняют отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3° 30′).

3. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что промежуточный корпус наделяют функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры, при этом в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник, а над промежуточным корпусом на внешнем корпусе двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов.

4. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что статор КВД выполняют содержащим входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат.

5. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что радиальные стойки ВНА устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.

6. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат компрессора низкого давления оснащают двадцатью тремя радиальными стойками, соединяющими наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем радиальные стойки выполняют состоящими из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов, при этом часть радиальных стоек совмещают с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора компрессора низкого давления.

7. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в процессе монтажа разъемно объединяют КНД с ТНД по валу ротора с возможностью передачи компрессору крутящего момента от указанной турбины, а КВД аналогично объединяют с ТВД с образованием общего вала ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором высокого давления от указанной турбины высокого давления.

8. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.8, отличающийся тем, что вал ротора КВД-ТВД выполняют с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал КНД-ТНД, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и ТНД и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов.

9. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.4, отличающийся тем, что корпуса наружного и внутреннего контуров двигателя монтируют фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления, при этом в воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева ВНА КНД, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.

10. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.9, отличающийся тем, что подсистему антиобледенительного обогрева ВНА сообщают с КВД каналом забора подогретого воздуха с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом указанного компрессора.

11. Способ серийного производства турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что при испытаниях экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

12. Турбореактивный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен по любому из пп.1-11.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение может быть использовано для определения угла опережения впрыска топлива (УОВТ) двигателей внутреннего сгорания (ДВС) в эксплуатационных условиях. Способ основан на измерении частоты вращения Д при появлении максимума производных по частоте вращения (ЧВ) автокорреляционной функции (АКФ) или энергетического спектра средних за цикл ускорений (Уск) разгона (Р), смещения по времени максимума взаимокорреляционной функции (ВКФ) этих Уск Р и выбега (В) относительно максимума АКФ выбега, наклона фазочастотной характеристики (ФЧХ) взаимного энергетического спектра этих Уск.

Изобретение может быть использовано при диагностике технического состояния дизеля в условиях эксплуатации судна. В предлагаемом способе определяют скорости воздушного потока в сечениях патрубка путем пошагового введения комбинированного зонда (КЗ) и измерения разности полного и статического давлений воздушного потока (ВП).
Изобретение может быть использовано для оценки моющей способности бензина и дизельного топлива и влияния их моющей способности на технико-экономические и экологические (ТЭ) характеристики двигателя (Д).

Изобретение относится к прибору контроля усилия сжатия уплотнительных колец. Прибор содержит базовую плиту, механизм фиксации кольца на плите и элемент задания усилия сжатия кольца.

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники, а именно к способу диагностики предаварийных режимов работы РДТТ при огневых стендовых испытаниях, и может быть использовано для аварийного гашения ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) при отработке и наземных испытаниях.

Изобретение может быть использовано при диагностировании технического состояния (ДТС) двигателей внутреннего сгорания (ДВС). ДТС осуществляется путем измерения с привязкой по углу поворота коленчатого вала (КВ), в том числе на рабочем такте каждого цилиндра (Ц), углового ускорения КВ и ротора турбокомпрессора (ТКР), давления наддува в стационарном режиме, в разгоне и выбеге, а также гармоник ускорения.

Изобретение относится к газотурбостроению и предназначено для определения рациональных параметров режимов влажной очистки проточного тракта газотурбинных двигателей (ГТД) на малоразмерной стендовой установке в заводских (цеховых) условиях.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства ТРД 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 поворотного реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания двигателя на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. 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, экспериментально проверенным ресурсом, 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 этапе серийного промышленного производства 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

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. Проводят обследование. Для анализа и оценки состояния при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного ТРД. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. В программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора. Опытный двигатель испытан на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ТРД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на стадии доводки ТРД при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель 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 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 качества эксплуатационных характеристик и надежности ГТД за счет применения в двигателе совокупности основных модулей и сборочных единиц с разработанными в изобретении техническими решениями, параметрами и за счет менее энерго- и трудоемкого получения и более корректного приведения экспериментально полученных параметров двигателя к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, а также в повышении репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона полетных циклов в различных климатических условиях. 6 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации турбореактивного двигателя (ТРД) перед каждым запуском двигателя, выполненного двухконтурным, двухвальным, осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически производят профилактические осмотры и обслуживание модулей, узлов и коммуникационных систем, на завершающей стадии капитального ремонта после сборки двигатель подвергают испытаниям на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно дистанционно управляемым выдвижным интерцептором, включающим отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя. Технический результат состоит в упрощении технологии эксплуатации, включая сокращение трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе эксплуатации при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе капитального ремонта турбореактивного двигателя (ТРД), вариантно осуществляемого способами, изложенными в группе изобретений, связанных единым творческим замыслом, последовательно выполняют операции, в совокупности вариантно позволяющие уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества и надежность определения влияния климатических условий, оказываемого на изменение эксплуатационных характеристик ТРД. Это достигается за счет создания ротационно обновляемого запаса восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей и использование 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 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. 6 н.п. и 14 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль - от компрессора низкого давления до всережимного поворотного реактивного сопла, включающего регулируемое реактивное сопло и поворотное устройство, ось вращения которого выполнена повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°. На стадии доводки опытный ГТД подвергают испытанию 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 стадии доводки опытных ГТД и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы ГТД в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации турбореактивного двигателя (ТРД) типа АЛ-31Ф перед каждым запуском двигателя, выполненного двухконтурным, двухвальным, осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически производят профилактические осмотры и обслуживание модулей, узлов и коммуникационных систем, на завершающей стадии капитального ремонта после сборки двигатель подвергают испытаниям на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором, включающим отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе эксплуатации при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ГТД. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. В программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора. Опытный двигатель испытан на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ГТД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на стадии доводки ГТД при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

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. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. Устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус; газогенератор, включая компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления. Перед промежуточным корпусом устанавливают компрессор низкого давления, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло. После сборки производят испытания двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ГТД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на этапе серийного промышленного производства при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель 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 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, превышающим 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 и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы газотурбинного двигателя в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх