Турбореактивный двигатель


 


Владельцы патента RU 2551911:

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

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 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, реактивное сопло, 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 разработки и испытаний авиационных турбореактивных 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 турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с., стр.136-137).

Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа турбореактивных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 А1, 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 турбореактивного двигателя, что осложняет возможность приведения экспериментальных параметров испытаний к параметрам, соответствующим условиям стандартной атмосферы.

Задача, решаемая изобретением, заключается в разработке совокупности технических решений ТРД, обеспечивающих улучшение тяги и повышение достоверности эксплуатационных характеристик для разных температурно-климатических условий различных регионов и режимов эксплуатации двигателя и в 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 турбореактивный двигатель, согласно изобретению, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющем вал и систему наделенных лопатками, предпочтительно, четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги, причем ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута 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; кроме того, вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; двигатель содержит также коробку приводов двигательных агрегатов; причем статоры КНД и КВД выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы, кроме того, в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД; причем смонтированный двигатель проверен, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора, для чего конкретный или при необходимости статистически репрезентативное количество три-пять идентичных экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде на различных режимах, параметры которых адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, в испытаниях выполнены замеры и приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части турбореактивного двигателя при изменении атмосферных условий, при этом по результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель турбореактивного двигателя, а затем по математической модели определены параметры турбореактивного 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 отнесены к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычислены поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям выполнено 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 турбореактивных двигателей.

При этом турбореактивный двигатель может быть содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.

КНД может быть объединен с ТНД по валу с возможностью передачи от указанной турбины крутящего момента, а КВД объединен с ТВД с возможностью получения последним крутящего момента от турбины высокого давления через автономный вал ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основой камеры сгорания и турбины низкого давления.

Статор КВД может содержать входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.

Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления может быть снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой решетки стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

Входной направляющий аппарат КНД может содержать, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, длина которых ограничена наружным и внутренним кольцами ВНА, при этом, по меньшей мере, часть радиальных 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 компрессора низкого давления.

Площадь фронтальной проекции входного проема Fвх.пр. ВНА КНД, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца ВНА, может быть 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.

Ось поворотного реактивного сопла может быть выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в обеспечении улучшенной тяги двигателя и повышенной надежности эксплуатационных характеристик турбореактивного двигателя за счет применения в двигателе совокупности основных модулей и сборочных единиц с разработанными в изобретении техническими решениями, параметрами и за счет более достоверного и 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. Это достигают тем, что в соответствии с изобретением перед проведением испытаний создают математическую модель двигателя, например, согласно книге Литвинова Ю.А. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, Москва, Машиностроение, 1979, с.90-91,106-107. Проводят испытания репрезентативного количества двигателей 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, выполняемой в соответствии с изобретением.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображен турбореактивный двигатель, продольный разрез;

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

Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Турбореактивный двигатель содержит не менее восьми модулей, включая компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.

КНД 1 выполнен со статором, имеющим входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5, а также с ротором, имеющим вал 6 и систему, предпочтительно, четырех рабочих колес 7, наделенных лопатками 8.

Газогенератор содержит сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления со статором, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.

КВД 9 включает статор, а также ротор с валом 12 и системой оснащенных лопатками 13 рабочих колес 14. При этом число рабочих колес 14 КВД 9 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 7 КНД 1.

За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 15 низкого давления, смеситель 16, фронтовое устройство 17, форсажная камера 18 сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство 19, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере 18 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 20, прикрепленное к поворотному устройству 19 с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги. Ось вращения поворотного устройства 19 относительно горизонтальной оси повернута 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.

Вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания во внешнем контуре 21 установлен воздухо-воздушный теплообменник 22, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.

Также двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).

Статоры КНД 1 и КВД 9 выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы. В виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты 23 турбин 11 и 15 соответственно высокого и низкого давления.

Смонтированный двигатель проверен, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Для чего конкретный или при необходимости статистически репрезентативное количество три-пять идентичных экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде на различных режимах. Параметры режимов адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. В испытаниях выполнены замеры и приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части турбореактивного двигателя при изменении атмосферных условий.

По результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель турбореактивного двигателя. Затем по математической модели определены параметры турбореактивного 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 отнесены к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях. После чего вычислены поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям выполнено 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 турбореактивных двигателей.

Турбореактивный двигатель содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули (на чертежах не показано).

Компрессор 1 низкого давления объединен с турбиной 15 низкого давления по валу 6 с возможностью передачи от турбины 15 крутящего момента. Компрессор 9 высокого давления объединен с турбиной 11 высокого давления с возможностью получения последним крутящего момента от турбины 11 через автономный вал 12 ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал 6 ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 2, основой камеры 10 сгорания и турбины 15 низкого давления.

Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 24, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 25 и выходной спрямляющий аппарат 26.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 27, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 27. Длина радиальных стоек 27 ограничена наружным и внутренним кольцами 28 и 29 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 27 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 1.

Площадь фронтальной проекции входного проема Fвх.пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 30, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 28 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 29 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока 31 и радиальных стоек 27, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 28 ВНА в плоскости входного проема.

Ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси ТРД вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).

Пример реализации испытания турбореактивного двигателя.

Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ТРД. При этом используют предварительно разработанную математическую модель двигателя. Испытания указанной группы ТРД проводят при температуре tBX=0°C, Ва=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 tBX=+15°C. Результаты расчета представлены в Табл. 1.

Табл.1
tBX, °C Температура на входе в ТРД -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 tBX=+15°C к значениям параметра в заданном диапазоне температур на входе в двигатель (Табл.2).

Табл.2
tBX, °C -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 M C A = R × K R × 760 B a = 985 × 0,99 × 760 745 = 995 к г с ,

nМСА=n×Kn=98,8×1,01=99,79%

и вносят полученные данные в сопроводительную документацию соответствующей группы ТРД.

Используют полученные выше параметры ТРД для вычисления соответствующих параметров применительно к температурно-климатическим условиям конкретных районов эксплуатации двигателей в диапазоне рабочих температур наружного воздуха tBX=±50°C. Экстремальные для указанного диапазона температур значения параметров ТРД, 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
tBX, °C Температура на входе в ТРД -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 турбореактивных двигателей с учетом принятых программ управления.

Изложенную выше последовательность испытания ТРД применяют для оценки изменения тяги для различных температурно-климатических условий и режимов работы двигателя, при необходимости на любых этапах от разработки и доводки до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных двигателей.

1. Турбореактивный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющем вал и систему наделенных лопатками четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги, причем 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; кроме того, вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; двигатель содержит также коробку приводов двигательных агрегатов; причем статоры КНД и КВД выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы, кроме того, в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД; причем смонтированный двигатель проверен на стадии серийного промышленного производства на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора, для чего конкретный или статистически репрезентативное количество три-пять идентичных экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде на различных режимах, параметры которых адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, в испытаниях выполнены замеры и приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части турбореактивного двигателя при изменении атмосферных условий, при этом по результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель турбореактивного двигателя, а затем по математической модели определены параметры турбореактивного 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 отнесены к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычислены поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям выполнено 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 турбореактивных двигателей.

2. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.

3. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что КНД объединен с ТНД по валу с возможностью передачи от указанной турбины крутящего момента, а КВД объединен с ТВД с возможностью получения последним крутящего момента от турбины высокого давления через автономный вал ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основой камеры сгорания и турбины низкого давления.

4. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что статор КВД содержит входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.

5. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат компрессора низкого давления снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

6. Турбореактивный двигатель по п.5, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат КНД содержит двадцать три радиальные стойки, длина которых ограничена наружным и внутренним кольцами ВНА, при этом часть радиальных 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 компрессора низкого давления.

7. Турбореактивный двигатель по п.5, отличающийся тем, что площадь фронтальной проекции входного проема Fвх.пр. ВНА КНД, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе 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.

8. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к контролю и диагностике технического состояния подшипниковых опор роторов двухвальных газотурбинных авиационных и наземных газотурбинных двигателей и может быть использовано в авиадвигателестроении.

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).

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 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 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.

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

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

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

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