Способ доводки опытного газотурбинного двигателя



Способ доводки опытного газотурбинного двигателя
Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2551007:

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

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. В программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий на изменение эксплуатационных характеристик опытного ГТД. 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 ГТД, 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 ГТД на стадии доводки опытного ГТД. 3 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

 

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

Известен двухконтурный, двухвальный газотурбинный двигатель (ГТД), 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. М.: изд. «Наука», 2011 г., с.19-46, рис.1.24).

Известен газотурбинный 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 (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. М.: Машиностроение 1989. с.12-88).

Известен способ разработки и испытаний авиационных газотурбинных двигателей, заключающийся в измерении параметров по режимам работы двигателя и приведении их к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1979, 288 с., с.136-137).

Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа газотурбинных, 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).

Общими недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний и недостаточно высокая надежность оценки тяги двигателя в широком диапазоне режимов и региональных температурно-климатических условий эксплуатации вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний, выполняемых в различных температурных и климатических условиях к результатам, отнесенным к стандартным условиям атмосферы известными способами, которые не учитывают с достаточной корректностью изменение параметров и режимов работы двигателя в зависимости от принятых программ, адекватных полетным циклам, характерным для конкретного назначения разрабатываемого газотурбинного двигателя, что осложняет возможность приведения экспериментальных параметров испытаний к параметрам, соответствующим условиям стандартной атмосферы.

Задача изобретения заключается в разработке способа доводки опытного газотурбинного двигателя, совокупность технических решений которого обеспечивает улучшение тяги и повышение достоверности эксплуатационных характеристик для разных температурно-климатических условий различных регионов и режимов эксплуатации двигателя, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на этапе доводки опытных ГТД при повышении репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона перечисленных ситуаций применительно к полетным циклам двигателя в учебных и боевых условиях в различных регионах и сезонных периодах эксплуатации.

Поставленная задача решается тем, что в способе доводки опытного газотурбинного двигателя типа, согласно изобретению, доводке подвергают опытный двигатель выполненный двухконтурным, двухвальным, при этом доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ГТД; на каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам статистически репрезентативное количество, преимущественно, от одного до пяти экземпляров и проводят обследование состояния каждого испытанного из упомянутого количества экземпляров опытного двигателя; для анализа и оценки состояния при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного двигателя, обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль, в том числе компрессор низкого давления (КНД) с входным направляющим аппаратом (ВНА), содержащим силовые радиальные стойки, состоящие из неподвижного и управляемого подвижного элементов и равномерно разнесенные в плоскости входного сечения с угловой частотой размещения стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад, а также имеющим ротор с валом, содержащим, предпочтительно, не более четырех рабочих колес с системой лопаток; газогенератор, включающий сборочные узлы - промежуточный корпус, компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления; последовательно расположенные за газогенератором, соосно установленные турбину низкого давления; смеситель; фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и соединенное с форсажной камерой сгорания всережимное реактивное сопло; а также установленный над основной камерой сгорания во внешнем контуре модуль воздухо-воздушный теплообменник, при необходимости обследуя любой не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей последнего, кроме того, обследуют и производят необходимую доводку коробки приводов двигательных агрегатов и объединяющих указанные модули электрическую, пневматическую, гидравлические - топливную и масляную системы, включая при необходимости замену датчиков, командных блоков, исполнительных механизмов и кабелей систем диагностики и автоматического управления двигателем; причем в программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик опытного ГТД; для этого подвергают испытанию не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять опытных двигателя; испытания опытного двигателя проводят на различных режимах, параметры которых соответствуют параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий, при этом предварительно создают математическую модель газотурбинного двигателя, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных газотурбинных двигателей, а затем по математической модели определяют параметры газотурбинного двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях газотурбинных двигателей.

Испытания ГТД могут проводить с измерением параметров его работы на различных режимах, параметры которых соответствуют по величине и предельным значениям параметров полетных режимов в диапазоне, запрограммированном 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, при этом предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, а затем по математической модели определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях, и с учетом полученных данных выполняют последующий цикл испытаний с нагружением двигателя, в процессе которого оценивают изменение параметров.

Доводке могут подвергать опытный двигатель, ВНА КНД которого содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, соединяющие наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем, по меньшей мере, часть стоек совмещена 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.

Доводке могут подвергать опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема Fвх.пр. ВНА КНД которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке способа доводки газотурбинного двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками, а именно тягой и повышенной надежностью указанных характеристик ГТД за счет более достоверного и корректного приведения экспериментально полученных параметров двигателя к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, а также в повышении репрезентативности результатов испытаний, проводимых на этапе доводки опытных ГТД, для полного диапазона полетных циклов в различных климатических условиях. Это достигают тем, что в соответствии с изобретением перед проведением испытаний создают математическую модель двигателя. Проводят испытания репрезентативного количества двигателей из партии опытно произведенных ГТД по разработанной программе и спектру режимов испытаний. По результатам испытаний корректируют математическую модель, посредством которой на базе последующих испытаний при конкретных температурах определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах. Приведение измеренных значений параметров конкретных испытаний к стандартным осуществляют посредством поправочных коэффициентов.

Технический результат, достигаемый изобретением, позволяет упростить последующие испытания, повысить корректность и расширить репрезентативность оценки важнейших характеристик, в первую очередь, тяги с корректным распространением репрезентативных оценок на широкий диапазон региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез;

на фиг.2 - входной направляющий аппарат КНД, вид сверху.

В способе доводки газотурбинного двигателя доводке подвергают опытный двигатель. ГТД выполнен двухконтурным, двухвальным. Доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ГТД. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам статистически репрезентативное количество, преимущественно, от одного до пяти экземпляров и проводят обследование состояния каждого испытанного из упомянутого количества экземпляров опытного двигателя. Для анализа и оценки состояния при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного двигателя. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль.

ГТД содержит не менее восьми модулей - от компрессора 1 низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла 2. КНД включает входной направляющий аппарат 3, а также ротор с валом 4, содержащим, предпочтительно, не более четырех рабочих колес 5 с системой лопаток 6. ВНА 3 содержит силовые радиальные стойки 7, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. Радиальный стойки 7 равномерно разнесены в плоскости входного сечения с угловой частотой размещения стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

Газогенератор включает сборочные узлы, а именно промежуточный корпус 8, компрессор 9 высокого давления, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления. За газогенератором последовательно расположены и соосно установлены турбина 12 низкого давления, смеситель 13, фронтовое устройство 14, форсажная камера 15 сгорания и соединенное с форсажной камерой 15 сгорания всережимное реактивное сопло 2. Над основной камерой 10 сгорания во внешнем контуре ГТД установлен модуль - воздухо-воздушный теплообменник 16, при необходимости обследуя любой не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей последнего.

Кроме того, обследуют и производят необходимую доводку коробки приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано) и объединяющих указанные модули электрическую, пневматическую, гидравлические топливную и масляную системы, включая при необходимости замену датчиков, командных блоков, исполнительных механизмов и кабелей систем диагностики и автоматического управления двигателем.

В программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик опытного ГТД. Для этого подвергают испытанию не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять опытных двигателя. Испытания опытного двигателя проводят на различных режимах параметрах. Параметры соответствуют параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. Производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий. При этом предварительно создают математическую модель газотурбинного двигателя. Корректируют модель по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных ГТД. Затем по математической модели определяют параметры ГТД при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах. Фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент. Поправочный коэффициент отражает зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях ГТД.

Вариантно испытания ГТД проводят с измерением параметров его работы на различных режимах, параметры которых соответствуют по величине и предельным значениям параметров полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. Осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Также при этом предварительно создают математическую модель двигателя и корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей. По математической модели определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах. Фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях. С учетом полученных данных выполняют последующий цикл испытаний с нагруженном двигателя, в процессе которого оценивают изменение параметров.

Доводке подвергают опытный двигатель, ВНА 3 КПД 1 которого содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 7, соединяющие наружное и внутреннее кольца 17 и 18 соответственно ВНА 3 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 19 двигателя на переднюю опору. По меньшей мере, часть стоек 7 совмещена 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.

Доводке подвергают опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема Fвх.пр. ВНА 3 КНД 1 которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 20, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 17 ВНА 3, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца 18 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока 21 и радиальных стоек 7, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 17 ВНА в плоскости входного проема.

Пример реализации испытания опытного газотурбинного двигателя. Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ГТД. При этом используют предварительно разработанную математическую модель двигателя. Испытания указанной группы ГТД проводят при температуре tВХ=0°С, Ba=745 мм рт.ст.

По результатам замеров и их статистического обобщения получают значения параметров: усилия тяги двигателя R=985 кгс и частоту вращения n=98,8%.

Для последующей оценки результатов испытаний используют математическую модель двигателя, по которой проводят расчет параметров на различных режимах работы двигателя в диапазоне температур воздуха на входе в двигатель, в том числе и при tВХ=+15°C. Результаты расчета представлены в Табл.1

Табл.1
tВХ, °С - температура на входе в ГТД -15 0 +15 +30
R, кгс - усилие тяги 1000 980 970 950
n, % - частота вращения 98 99 100 100

Сопоставляют полученные выше данные и вычисляют поправочные коэффициенты путем отношения значения параметра при tВХ=+15°С к значениям параметра в заданном диапазоне температур на входе в двигатель (Табл.2)

Табл.2
tВХ, °С -15 +0 +15 +30
KR 0,97 0,99 1 1,021
Kn 1,02 1,01 1 1

Затем определяют параметры при стандартных атмосферных условиях (МСА)

R М С А = R × K R × 760 B a = 985 × 0,99 × 760 745 = 995 к г с ,

nMCA=n×Kn=98,8×1,01=99,79%

и вносят полученные данные в сопроводительную документацию соответствующей группы ГТД.

Используют полученные выше параметры ГТД для вычисления соответствующих параметров применительно к температурно-климатическим условиям конкретных районов эксплуатации двигателей в диапазоне рабочих температур наружного воздуха tВХ=±50°C. Экстремальные для указанного диапазона температур значения параметров ГТД, полученные на основе результатов испытаний с использованием математической модели и данных при стандартных атмосферных условиях (МСА), представлены в Табл.3 и Табл.4.

Табл.3
tВХ, °C - температура на входе в ГТД -50 -15 0 +15 +20 +50
R, кгс - усилие от тяги 1200 1000 980 970 950 900
n, % частота вращения 96 98 99 100 100 100
Табл.4
tBX, °C -50 -15 0 +15 +20 +50
KR 0,81 0,97 0,99 1 1,021 1,078
Kn 1,042 1,02 1,01 1 1 1

Из табл.3 и табл.4 видно, что тяга в экстремальном диапазоне температур от (-50)°C до (+50)°C изменяется на одну треть при изменении оборотов на 4%.

Таким образом, изобретение позволяет повысить достоверность результатов испытаний газотурбинных двигателей с учетом принятых программ управления.

Изложенную выше последовательность испытания ГТД применяют для оценки изменения тяги для различных температурно-климатических условий и режимов работы двигателя.

1. Способ доводки опытного газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что доводке подвергают опытный двигатель, выполненный двухконтурным, двухвальным, при этом доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ГТД; на каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам статистически репрезентативное количество от одного до пяти экземпляров и проводят обследование состояния каждого испытанного из упомянутого количества экземпляров опытного двигателя; для анализа и оценки состояния производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного двигателя, обследуют и заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль, в том числе компрессор низкого давления (КНД) с входным направляющим аппаратом (ВНА), содержащим силовые радиальные стойки, состоящие из неподвижного и управляемого подвижного элементов и равномерно разнесенные в плоскости входного сечения с угловой частотой размещения стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад, а также имеющим ротор с валом, содержащим не более четырех рабочих колес с системой лопаток; газогенератор, включающий сборочные узлы - промежуточный корпус, компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления; последовательно расположенные за газогенератором, соосно установленные турбину низкого давления; смеситель; фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и соединенное с форсажной камерой сгорания всережимное реактивное сопло; а также установленный над основной камерой сгорания во внешнем контуре модуль - воздухо-воздушный теплообменник, обследуя любой не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей последнего, кроме того, обследуют и производят необходимую доводку коробки приводов двигательных агрегатов и объединяющих указанные модули электрическую, пневматическую, гидравлические - топливную и масляную системы, включая замену датчиков, командных блоков, исполнительных механизмов и кабелей систем диагностики и автоматического управления двигателем; причем в программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик опытного ГТД; для этого подвергают испытанию не менее чем один, для репрезентативности три-пять опытных двигателя; испытания опытного двигателя проводят на различных режимах, параметры которых соответствуют параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий, при этом предварительно создают математическую модель газотурбинного двигателя, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных газотурбинных двигателей, а затем по математической модели определяют параметры газотурбинного двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях газотурбинных двигателей, и с учетом полученных данных выполняют последующий цикл испытаний с нагружением двигателя, в процессе которого оценивают изменение параметров.

2. Способ доводки опытного газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что испытания ГТД проводят с измерением параметров его работы на различных режимах, параметры которых соответствуют по величине и предельным значениям параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном 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, при этом предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, а затем по математической модели определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях.

3. Способ доводки опытного газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что доводке подвергают опытный двигатель, ВНА КНД которого содержит двадцать три радиальные стойки, соединяющие наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем часть стоек совмещена 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.

4. Способ доводки опытного газотурбинного двигателя по п.3, отличающийся тем, что доводке подвергают опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема Fвх.пр. ВНА КНД которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн, ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным.

Изобретение относится к машиностроению и может найти применение в испытательной технике, а именно в стендах для испытания машин, их агрегатов, углов и деталей. Механизм загрузки крутящим моментом (1) содержит узел зубчатой передачи (2) и узел исполнительного механизма (3).

Изобретение может быть использовано для контроля угловых параметров газораспределительного механизма (ГРМ) двигателя внутреннего сгорания (ДВС) при обкатке на стенде отремонтированного ДВС и при ресурсном диагностировании в эксплуатации.

Изобретение может быть использовано для диагностирования работоспособности системы завихрения воздуха во впускном трубопроводе двигателя (1) внутреннего сгорания (ДВС).

Изобретение относится к испытательным стендам для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе газотурбинного двигателя. Для смещения рабочей точки по характеристике ступени компрессора к границе устойчивой работы необходимо ввести рабочее тело (воздух) в межлопаточный канал направляющего аппарата исследуемой ступени компрессора.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для проведения испытаний турбин. Испытания паровых и газовых турбин энергетических и энергодвигательных установок на автономных стендах являются эффективным средством опережающей отработки новых технических решений, позволяющим сократить объем, стоимость и общие сроки работ по созданию новых энергоустановок.

Изобретение может быть использовано в процессе определения технического состояния топливного фильтра (Ф) тонкой очистки дизеля. Способ заключается в измерении давления топлива в двух точках топливной системы дизеля, первое из давлений PТН измеряется на входе в Ф тонкой очистки топлива, второе давление PТД - на выходе из Ф.

Способ контроля технического состояния и обслуживания газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания. Способ включает измерение давления топлива в коллекторе форсажной камеры сгорания двигателя, которое проводят периодически, сравнение полученного значения давления топлива в коллекторе форсажной камеры сгорания двигателя с максимально допустимым, которое предварительно задают для данного типа двигателей, и при превышении последнего проведения очистки коллектора и форсунок форсажной камеры, при этом среду из его внутренней полости принудительно откачивают с помощью откачивающего устройства, например вакуумного насоса, а давление, создаваемое откачивающим устройством, периодически изменяют.

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 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. 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 стадии доводки опытного ТРД. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. На стадии доводки опытный ТРД 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, превышающим время полета не менее чем в 5-6 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 ТРД и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы ТРД в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства ГТД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. 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 ГТД, 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 ГТД на этапе серийного промышленного производства. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации ТРД перед каждым запуском двигателя 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 испытывают по многоцикловой программе, включающей чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы ТРД. 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. Технический результат состоит в повышении корректности и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы двигателя после капитального ремонта и обеспечении повышенного послеремонтного ресурса двигателя в условиях летной эксплуатации ТРД на высокоманевренных самолетах. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 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. 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 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. 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. 4 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 пр.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. 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, 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 и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы турбореактивного двигателя в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 6 з.п. ф-лы, 1 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 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. 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. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ автоматизированного обнаружения попадания, по меньшей мере, одного инородного тела в газотурбинный двигатель, содержащий ротор, согласно которому: измеряют мгновенный режим ротора (R(t)); фильтруют сигнал режима ротора R(t) для разделения его статической составляющей (Rs(t)) от его динамической составляющей (Rd(t)); сравнивают отфильтрованную динамическую составляющую (Rd(t)) с эталонной резонансной волной (e(t)) ротора для получения показателя попадания (TING), причем эталонная резонансная волна (e(t)) соответствует вибрационной импульсной реакции ротора; сравнивают полученный показатель попадания (TING) с порогом обнаружения (S); подают сигнал обнаружения попадания инородного тела, когда показатель попадания (TING) выше порога обнаружения (S). Технический результат изобретения - повышение точности и надежности обнаружения попадания инородного тела. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх