Способ доводки опытного турбореактивного двигателя



Способ доводки опытного турбореактивного двигателя
Способ доводки опытного турбореактивного двигателя
Способ доводки опытного турбореактивного двигателя
Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2551249:

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

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.

 

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., стр.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, стр.17-120).

Известен способ 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 А1, 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., стр.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 заключается в разработке способа доводки опытного турбореактивного двигателя, совокупность технических решений которого 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 на этапе доводки опытных ТРД при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги.

Поставленная задача решается тем, что в способе доводки опытного турбореактивного двигателя согласно изобретению доводке подвергают опытный двигатель, выполненный двухконтурным, двухвальным, при этом доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ТРД; 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 полого 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 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 всережимное поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство предпочтительно разъемно прикрепленное неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, аналогично прикрепленное к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги; 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 (КДА) 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; при этом подвергают доводке опытный ТРД, ось вращения указанного поворотного устройства реактивного сопла которого выполнена 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; причем в программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора; для этого испытуемый опытный 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 воздуха, подаваемого в двигатель, 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; после устранения выявленных на первом этапе доводочных испытаний дефектов и выполнения необходимой доработки опытного двигателя приступают к следующему этапу доводки, выполняя испытания, анализируя результаты и устраняя дефекты по алгоритму, аналогичному алгоритму первого этапа, и повторяют этапы в итерационной последовательности количество раз, необходимое и достаточное для доведения параметров опытного ТРД до уровня соответствия требованиям, предъявляемым на приемо-сдаточных испытаниях.

Испытания на ГДУ опытного ТРД могут производить на стенде, имеющем входное аэродинамическое устройство, снабженное выдвижным, преимущественно, дистанционно управляемым интерцептором, регулируемо пересекающим воздушный поток, подводят к двигателю и создают на входе неравномерность воздушного потока, затрудняющую подачу воздуха, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова; градуируют шкалу положений интерцептора, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения, затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности, которые задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора в положения, соответствующие определенной неравномерности потока, и при положениях, последовательно приближенных к критическому, 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 по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

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 ТРД, 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 наружнего кольца ВНА в плоскости входного проема.

После определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора в аэродинамическом потоке в последующем могут применять указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы ТРД, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя, при этом интерцептор также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.

При выполнении повторных статистических испытаний на ГДУ или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя могут производить на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке способа доводки турбореактивного двигателя, выполненного 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 доводки опытного ТРД 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.

В способе доводки турбореактивного двигателя доводке подвергают опытный двигатель, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ТРД. На каждом этапе подвергают испытаниям ТРД на соответствие заданным параметрам статистически репрезентативное количество, преимущественно, от одного до пяти экземпляров двигателей и проводят обследование состояния каждого испытанного из упомянутого количества экземпляров опытного двигателя. Для анализа и оценки состояния ТРД 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.

ТРД содержит не менее восьми модулей - от компрессора 1 низкого давления до всережимного поворотного реактивного сопла. КНД включает входной направляющий аппарат 2, а также ротор с валом 3, содержащим предпочтительно не более четырех рабочих колес 4 с системой лопаток 5. ВНА 2 содержит силовые радиальные стойки 6, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. Радиальный стойки 6 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 7, компрессор 8 высокого давления, основную камеру 9 сгорания и турбину 10 высокого давления. За газогенератором последовательно расположены и соосно установлены турбина 11 низкого давления, смеситель 12, фронтовое устройство 13, форсажная камера 14 сгорания и всережимное поворотное реактивное сопло. Указанное сопло включает поворотное устройство 15, предпочтительно разъемно прикрепленное неподвижным элементом к форсажной камере 14 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 16, аналогично прикрепленное к подвижному элементу поворотного устройства 15 с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги.

Над основной камерой 9 сгорания во внешнем контуре ТРД установлен модуль воздухо-воздушный теплообменник 17, 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.

Подвергают доводке опытный ТРД, ось вращения поворотного устройства 15 реактивного сопла которого выполнена 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.

В программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора. Для этого испытуемый опытный двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством 18. Устройство 18 снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 19 с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке воздуха, подаваемого в двигатель, 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. После устранения выявленных на первом этапе доводочных испытаний дефектов и выполнения необходимой доработки опытного двигателя приступают к следующему этапу доводки. На следующем этапе выполняют испытания, анализируют результаты и устраняют дефекты по алгоритму, аналогичному алгоритму первого этапа. Этапы повторяют в итерационной последовательности количество раз, необходимое и достаточное для доведения параметров опытного ТРД до уровня соответствия требованиям, предъявляемым на приемо-сдаточных испытаниях.

При испытаниях на ГДУ опытный ТРД размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством 18 и создают на входе неравномерность воздушного потока, затрудняющую подачу воздуха, и доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора 19. При этом не доводят двигатель до останова. Градуируют шкалу положений интерцептора 19, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения. Затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности. Указанные неравномерности задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора 19 в положения, соответствующие определенной неравномерности потока. При положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения 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 по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

Доводке подвергают опытный двигатель, ВНА 2 КНД 1 которого содержит предпочтительно двадцать три радиальные стойки 6, соединяющие наружное и внутреннее кольца 20 и 21 соответственно ВНА 2 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 22 двигателя на переднюю опору. По меньшей мере, часть стоек 6 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 ТРД, площадь фронтальной проекции входного проема Fвх. пр. ВНА 2 КНД 1 которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 23, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 20 ВНА 2, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца 21 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока 24 и радиальных стоек 6, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 20 ВНА в плоскости входного проема.

После определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора 19 в аэродинамическом потоке в последующем применяют указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы турбореактивных двигателей, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя. При этом интерцептор 19 также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.

При выполнении повторных статистических испытаний на ГДУ или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя производят на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.

Пример реализации испытания турбореактивного двигателя на этапе доводки опытного ТРД.

На стадии доводки испытанию подвергают опытный двухконтурный ТРД 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 18 через фланец 25. Устройство 18 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 19, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 19 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 18. Для этого интерцептор 19 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 26 с гидроцилиндром 27, и шкалой выдвижения интерцептора 19, 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 19 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 19 на 73%.

Затем путем обратного перемещения интерцептора 19 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости устанавливают, что при смещении интерцептора 18 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 18 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ТРД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.

1. Способ доводки опытного турбореактивного 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 ТРД; 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 полого 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 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 всережимное поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, разъемно прикрепленное неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, аналогично прикрепленное к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги; 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 (КДА) 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; при этом подвергают доводке опытный ТРД, ось вращения указанного поворотного устройства реактивного сопла которого выполнена 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; причем в программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора; для этого испытуемый опытный 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 воздуха, подаваемого в двигатель, 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; после устранения выявленных на первом этапе доводочных испытаний дефектов и выполнения необходимой доработки опытного двигателя приступают к следующему этапу доводки, выполняя испытания, анализируя результаты и устраняя дефекты по алгоритму, аналогичному алгоритму первого этапа, и повторяют этапы в итерационной последовательности количество раз, необходимое и достаточное для доведения параметров опытного ТРД до уровня соответствия требованиям, предъявляемым на приемо-сдаточных испытаниях, а при выполнении повторных статистических испытаний на ГДУ или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя производят на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.

2. Способ доводки опытного турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что испытания на ГДУ опытного ТРД производят на стенде, имеющем входное аэродинамическое устройство, снабженное выдвижным, дистанционно управляемым интерцептором, регулируемо пересекающим воздушный поток, подводят к двигателю и создают на входе неравномерность воздушного потока, затрудняющую подачу воздуха, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова; градуируют шкалу положений интерцептора, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения, затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного или последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности, которые задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора в положения, соответствующие определенной неравномерности потока, и при положениях, последовательно приближенных к критическому, 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 по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

3. Способ доводки опытного турбореактивного 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 турбореактивного двигателя по п.3, отличающийся тем, что доводке подвергают опытный ТРД, 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 наружнего кольца ВНА в плоскости входного проема.

5. Способ доводки опытного турбореактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что после определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора в аэродинамическом потоке в последующем применяют указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы ТРД, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя, при этом интерцептор также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.



 

Похожие патенты:

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

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. 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.

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.

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

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

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.

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. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным.

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.

Изобретение относится к контролю и диагностике технического состояния подшипниковых опор роторов двухвальных газотурбинных авиационных и наземных газотурбинных двигателей и может быть использовано в авиадвигателестроении. Вибродатчики устанавливают в одной плоскости взаимно ортогонально с точкой пересечения проекций осей датчиков на технологической оси двигателя. Обработку вибросигнала осуществляют путем многоуровневой фильтрации полученного вибросигнала, в котором выделяют рабочее поле частот ротора. Рассматривают величину перемещения ротора в интервалах указанного поля по двум координатам, направление которых совпадает с направлениями осей датчиков с получением энергетической орбиты вала исследуемого ротора. Полученную энергетическую орбиту сравнивают с предварительно полученной энергетической орбитой эталонного двигателя и по результатам этого сравнения оценивают техническое состояние опоры ротора. Критерием сравнения энергетических орбит является их монотонность. Опора ротора без дефектов при фиксации вибросигнала позволяет получить энергетическую орбиту вала в виде эллипса. О наличии дефектов ротора можно судить по появляющимся на эллипсе перегибам и экстремумам. Технический результат - оперативность и снижение трудозатрат при проведении диагностики опоры ротора газотурбинного двигателя, повышение достоверности получаемого результата. 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к области контроля работы двигателей и касается способа мониторинга высокотемпературной области в газотурбинном двигателе. Для реализации способа в стационарной лопатке с внутренним охлаждением создают порты для мониторинга. В лопатке размещают дистальный конец прибора для мониторинга. Прибор для мониторинга выполнен с возможностью изменения положения в стационарной лопатке относительно продольной оси лопатки и функционального соединения с портами для обеспечения необходимого поля обзора интересующей области. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги. Ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30° по часовой стрелке для правого двигателя и на угол не менее 30° против часовой стрелки для левого двигателя. 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 и надежности эксплуатационных характеристик ТРД 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. 7 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.
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. 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 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.

При термовакуумных испытаниях термокаталитических двигателей в составе космического аппарата на камеру термокаталитического разложения рабочего тела с соплом устанавливают герметичную заглушку, магистраль межблочного трубопровода через проверочную горловину и технологическую магистраль сообщают со стендовым средством вакуумирования, мановакуумметром и газовым пультом, между которыми установлен вентиль. После завершения этапа испытаний космического аппарата с открытой крышкой вакуумной камеры подсоединяют цепи нагревателя двигателя к блоку управления. После установки крышки вакуумной камеры откачивают вакуумную камеру, контролируют формирование информации блоком управления по факту замыкания контактов сигнализатора давления, закрывают вентиль и вакуумируют магистраль межблочного трубопровода до уровня давления, меньшего уровня давления размыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на включение клапанов двигателя, контролируют формирование блоком управления информации по фактам включения источника питания соответствующих клапанов и размыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на включение нагревателя двигателя, контролируют формирование блоком управления информации по фактам включения источника питания нагревателя двигателя, работу термопары и нагревателя двигателя проверяют путем контроля темпа изменения температуры, соответствующего включению нагревателя двигателя. Отключают нагреватель двигателя и выдерживают паузу на остывание двигателя. Завершают вакуумирование магистрали межблочного трубопровода, открывают вентиль и подают от газового пульта в магистраль межблочного трубопровода технологический газ под давлением, достаточным для замыкания контактов сигнализатора давления. Затем проверяют формирование информации блоком управления по факту замыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на отключение клапанов двигателя и контролируют телеметрическую информацию, формируемую блоком управления по факту отключения источника питания соответствующих клапанов. Изобретение позволяет упростить схему испытаний термокаталитических двигателей, а также снизить их продолжительность. 3 ил.

Изобретение относится к техническому обслуживанию автотранспортных машин, в частности к способам определения технической безопасности технического обслуживания автомобилей, тракторов, комбайнов и других самоходных машин. Способ определения технической безопасности технического обслуживания машин включает фиксацию и оценку используемого материала. Фиксацию материала, применяемого при выполнении смазочно-заправочных операций, осуществляют на перчатки и нарукавники, используемые одноразово при проведении каждой смазочно-заправочной операции. Перчатки и нарукавники взвешивают до и после проведения каждой операции, после чего производят оценку наличия материала на перчатках и нарукавниках. Предложенный способ позволяет определить по массе материала на перчатках и нарукавниках техническую безопасность выполнения каждой смазочно-заправочной операции при техническом обслуживании машины.

Изобретение относится к области технической диагностики и может быть использовано для определения технического состояния цилиндро-поршневой группы отдельных цилиндров в двигателе внутреннего сгорания путем индицирования давления внутри отключенного цилиндра и вычисления скорости его изменения при работе двигателя на минимальной частоте вращения холостого хода. Предлагаемый способ заключается в том, что давление внутри отключенного цилиндра измеряют датчиком давления на работающем на минимальной частоте вращения холостого хода двигателе, при этом для оценки состояния сопряжения “поршень-кольца-гильза” цилиндро-поршневой группы измерение давления в цилиндре двигателя и вычисление по нему скорости его изменения осуществляют по углу поворота коленчатого вала при помощи датчика углового перемещения, который устанавливают напротив зубчатого венца маховика. Предложенный способ позволяет проводить оценку состояния сопряжения “поршень-кольца-гильза” цилиндро-поршневой группы двигателя по всей рабочей поверхности цилиндра, выявлять различные неисправности и прогнозировать остаточный ресурс двигателя. 2 ил.

Изобретение может быть использовано для проведения комплексных исследований и тестирования алгоритмов системы автоматического управления, контроля и диагностики силовыми установками (САУКиД СУ) в составе многодвигательной силовой установки. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности проведения комплексных испытаний САУКиД СУ в составе многодвигательной силовой установки, снижение затрат на проведение исследований, сохранение точностных характеристик, повышение информативности и достоверности исследований. В стенде используются информационная модель самолетных систем, цифровая система автоматического управления, контроля и диагностики силовыми установками, информационно-измерительная система, матрица моделей отказов, сервер многоканальных подключений, локальная вычислительная сеть и системы управления стендом. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей, а именно к стапелям для измерения осевой силы тяги ракетных двигателей. Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя содержит неподвижную раму, подвижную часть с узлами крепления двигателя, переходник и преобразователи силы. На переходнике установлен опорный полый стакан, внутри которого размещены один или несколько полых поршней, причем внутри каждого полого поршня на упругих мембранах установлена втулка. Преобразователи силы закреплены на втулке соосно. Изобретение позволяет повысить точность измерения осевой силы тяги при стендовых испытаниях ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх