Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2555933:

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

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

 

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

Известен двухконтурный, двухвальный газотурбинный двигатель (ГТД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва, изд. «Наука», 2011 г., стр.19-46, рис.1.24).

Известен газотурбинный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивное сопло, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989, с.12-88).

Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа газотурбинных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°С (SU 1151075 А1, опубл. 10.08.2004).

Известен способ испытаний газотурбинного 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 в 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 газотурбинных 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 С1, 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, решаемая изобретением, заключается в разработке ГТД, совокупность технических решений которого обеспечивает возможность оптимального регулирования допустимой тяги или в вариантном решении двигателя преобразования потенциальной и кинетической энергии потока газа в крутящий момент в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора без вхождения двигателя в помпаж при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги.

Поставленная задача решается тем, что газотурбинный 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, имеющим 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 двигатель проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.

При этом газотурбинный двигатель может содержать 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 компрессора низкого давления 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 Fвx. 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′).

Поставленная задача вариантно решается тем, что газотурбинный двигатель выполнен, предпочтительно, двухконтурным, двухвальным и содержит две последовательно соединенные по ходу рабочего тела группы модулей и узлов, первая из которых, по меньшей мере, функционально образует генерирующий энергию потока рабочего тела комплексный модуль-газогенератор, а вторая группа, по меньшей мере, функционально образует силовой модуль и в зависимости от целевого назначения двигателя вариантно содержит последовательность, преимущественно, разъемно соединенных узлов, предназначенную для формирования и преобразования упомянутого потока либо в регулируемую по мощности и вектору реактивную тягу, либо в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат;

при этом модуль-газогенератор включает, по меньшей мере, компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками дисков, предпочтительно, четырех рабочих колес с нарастанием числа лопаток каждого последующего рабочего колеса; промежуточный корпус; компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не более чем в 2,3 раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания (ОКС) с жаровой трубой, наделенной системой форсунок, равномерно разнесенных по окружности входного кольцевого торца последней, и корпусом, вокруг которого во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; за ОКС последовательно соосно установлены турбина высокого давления (ТВД) и турбина низкого давления (ТНД), снабженная на выходе, по меньшей мере, по торцу соответствующего участка наружного корпуса двигателя элементом, предпочтительно, разъемного соединения с силовым модулем двигателя; а силовой модуль двигателя в варианте преобразования потенциальной и кинетической энергии потока рабочего тела в крутящий момент с возможностью передачи последнего на внешний приводной агрегат выполнен содержащим узел силовой турбины и газоотводный канал; при этом двигатель, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства проверен, по меньшей мере, на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.

Кроме того, газотурбинный двигатель силовой модуль в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для формирования и преобразования упомянутого потока в регулируемую, по меньшей мере, по мощности реактивную тягу, может содержать последовательно соединенные по ходу рабочего тела смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и соединенное с последней через поворотное устройство всережимное реактивное сопло с изменяемым критическим сечением и вектором тяги.

Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для преобразования упомянутого потока в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат, может быть выполнен в виде последовательного сочетания двух узлов - силовой турбины, имеющей корпус, ротор, статор, газодинамически сообщенной с модулем газогенератора по рабочему телу, и газоотводного канала.

При этом система наделенных лопатками дисков рабочих колес ротора КНД газотурбинного двигателя может быть выполнена с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска, определенным в диапазоне соотношений (31÷41):(38÷50):(48÷63):(65÷85).

Кроме того, система форсунок жаровой трубы основной камеры сгорания газотурбинного двигателя может быть разнесена по окружности входного кольцевого торца с угловой частотой (2,38÷3,35) ед./рад.

Кроме того, ТВД газотурбинного двигателя может содержать сопловый аппарат, имеющий (36÷48) охлаждаемых лопаток, для уменьшения перетечек рабочего тела объединенных в (12÷16), предпочтительно, литых трехлопаточных блоков, а также ротор, содержащий, предпочтительно, одно рабочее колесо с диском, наделенным рабочими лопатками, количество которых может в (1,78÷2,85) раза превышать количество лопаток соплового аппарата.

Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя, вариантно предназначенный для формирования и регулирования реактивной тяги, может содержать смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания (ФКС), поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к ФКС, 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 может быть повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета.

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

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке ГТД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги или крутящего момента в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора. Это достигается за счет применения в двигателе разработанной в изобретении совокупности основных модулей и сборочных единиц с параметрами и техническими решениями регулирования подачи воздуха без введения двигателя 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 по 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 газотурбинный 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.

Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Газотурбинный 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.

Двигатель проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства. Для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством 24 с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 25 с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.

Газотурбинный 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 26, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 27 и выходной спрямляющий аппарат 28.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 29, 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 29. Длина радиальных стоек 29 ограничена наружным и внутренним кольцами 30 и 31 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 29 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 Fвx. пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 32, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 30 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 31 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт., создаваемого фронтальной проекцией кока 33 и радиальных стоек 29, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 30 ВНА в плоскости входного проема.

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

Газотурбинный двигатель в другом варианте выполнен, предпочтительно двухконтурным, двухвальным и содержит две последовательно соединенные по ходу рабочего тела группы модулей и узлов, первая из которых, по меньшей мере, функционально образует генерирующий энергию потока рабочего тела комплексный модуль-газогенератор, а вторая группа, по меньшей мере, функционально образует силовой модуль и в зависимости от целевого назначения двигателя вариантно содержит последовательность, преимущественно, разъемно соединенных узлов, предназначенную для формирования и преобразования упомянутого потока либо в регулируемую по мощности и вектору реактивную тягу, либо в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат.

В последнем варианте модуль-газогенератор включает, по меньшей мере, компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками дисков, предпочтительно, четырех рабочих колес с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска; промежуточный корпус; компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не более чем в 2,3 раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания (ОКС) с жаровой трубой, наделенной системой форсунок, равномерно разнесенных по окружности входного кольцевого торца последней, и корпусом, вокруг которого во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; за ОКС последовательно соосно установлены турбина высокого давления (ТВД) и турбина низкого давления (ТНД), снабженная на выходе, по меньшей мере, по торцу соответствующего участка наружного корпуса двигателя элементом, предпочтительно, разъемного соединения с силовым модулем двигателя. Силовой модуль двигателя в варианте преобразования потенциальной и кинетической энергии потока рабочего тела в крутящий момент с возможностью передачи последнего на внешний приводной агрегат выполнен содержащим узел силовой турбины и газоотводный канал. При этом двигатель, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, проверен, по меньшей мере, на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.

Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для формирования и преобразования упомянутого потока в регулируемую по мощности и вектору реактивную тягу, содержит последовательно соединенные по ходу рабочего тела смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и соединенное с последней через поворотное устройство всережимное реактивное сопло с изменяемым критическим сечением и вектором тяги.

Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для преобразования упомянутого потока в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат, выполнен в виде последовательного сочетания двух узлов - силовой турбины, имеющей корпус, ротор, статор, газодинамически сообщенной с модулем газогенератора по рабочему телу, и газоотводного канала.

При этом система наделенных лопатками дисков рабочих колес ротора КНД газотурбинного двигателя выполнена с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска, определенным в диапазоне соотношений (31÷41):(38÷50):(48÷63):(65÷85).

Кроме того, система форсунок жаровой трубы основной камеры сгорания газотурбинного двигателя разнесена по окружности входного кольцевого торца с угловой частотой (2,38÷3,35) ед./рад.

Кроме того, ТВД газотурбинного двигателя может содержать сопловый аппарат, имеющий (36÷48) охлаждаемых лопаток, для уменьшения перетечек рабочего тела объединенных в (12÷16), предпочтительно, литых трехлопаточных блоков, а также ротор, содержащий, предпочтительно, одно рабочее колесо с диском, наделенным рабочими лопатками, количество которых может в (1,78÷2,85) раза превышать количество лопаток соплового аппарата.

Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя, вариантно предназначенный для формирования и регулирования реактивной тяги, может содержать смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания (ФКС), поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к ФКС, 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 может быть повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета.

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

Пример испытания газотурбинного двигателя

На стадии разработки испытанию подвергают двухконтурный ГТД 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 24 через фланец 34. Устройство 24 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 25, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 25 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 24. Для этого интерцептор 25 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 35 с гидроцилиндром 36, и шкалой выдвижения интерцептора 25, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.

Выводят испытуемый ГТД 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 25 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 25 на 73%.

Затем путем обратного перемещения интерцептора 25 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости, устанавливают, что при смещении интерцептора 25 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 25 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.

Изложенную выше последовательность испытания ГТД на газодинамическую устойчивость применяют на всех этапах от разработки и доводки до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных двигателей.

1. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухзальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, 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, имеющим 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°, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по направлению полета) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по направлению полета) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета; 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 двигатель проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.

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

5. Газотурбинный 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. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат компрессора низкого давления содержит 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.

7. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что площадь фронтальной проекции входного проема Fвx. 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. Газотурбинный 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′).

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

10. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит две последовательно соединенные по ходу рабочего тела группы модулей и узлов, первая из которых, по меньшей мере, функционально образует генерирующий энергию потока рабочего тела комплексный модуль-газогенератор, а вторая группа, по меньшей мере, функционально образует силовой модуль и в зависимости от целевого назначения двигателя вариантно содержит последовательность разъемно соединенных узлов, предназначенную для формирования и преобразования упомянутого потока либо в регулируемую по мощности и вектору реактивную тягу, либо в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат;
при этом модуль-газогенератор включает, по меньшей мере, компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками дисков четырех рабочих колес с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска; промежуточный корпус; компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не более чем в 2,3 раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания (ОКС) с жаровой трубой, наделенной системой форсунок, равномерно разнесенных по окружности входного кольцевого торца последней, и корпусом, вокруг которого во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; за ОКС последовательно соосно установлены турбина высокого давления (ТВД) и турбина низкого давления (ТНД), снабженная на выходе, по меньшей мере, по торцу соответствующего участка наружного корпуса двигателя элементом разъемного соединения с силовым модулем двигателя; а силовой модуль двигателя в варианте преобразования потенциальной и кинетической энергии потока рабочего тела в крутящий момент с возможностью передачи последнего на внешний приводной агрегат выполнен содержащим узел силовой турбины и газоотводный канал; при этом двигатель, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, проверен, по меньшей мере, на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.

11. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что силовой модуль в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для формирования и преобразования упомянутого потока в регулируемую, по меньшей мере, по мощности реактивную тягу, содержит последовательно соединенные по ходу рабочего тела смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и соединенное с последней через поворотное устройство всережимное реактивное сопло с изменяемым критическим сечением и вектором тяги.

12. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что силовой модуль в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для преобразования упомянутого потока в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат, выполнен в виде последовательного сочетания двух узлов - силовой турбины, имеющей корпус, ротор, статор, газодинамически сообщенной с модулем газогенератора по рабочему телу, и газоотводного канала.

13. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что система наделенных лопатками дисков рабочих колес ротора КНД выполнена с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска, определенным в диапазоне соотношений (31÷41):(38÷50):(48÷63):(65÷85).

14. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что система форсунок жаровой трубы основной камеры сгорания разнесена по окружности входного кольцевого торца с угловой частотой (2,38÷3,35) ед./рад.

15. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что ТВД содержит сопловый аппарат, имеющий (36÷48) охлаждаемых лопаток, для уменьшения перетечек рабочего тела объединенных в (12÷16) литых трехлопаточных блоков, а также ротор, содержащий одно рабочее колесо с диском, наделенным рабочими лопатками, количество которых в (1,78÷2,85) раза превышает количество лопаток соплового аппарата.

16. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что силовой модуль двигателя, вариантно предназначенный для формирования и регулирования реактивной тяги, содержит смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания (ФКС), поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно разъемно прикрепленное к ФКС, 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°, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по направлению полета) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по направлению полета) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к техническому обслуживанию автотранспортных машин, в частности к способам определения технической безопасности технического обслуживания автомобилей, тракторов, комбайнов и других самоходных машин.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Гибридный турбореактивный авиационный двигатель содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, и контроллер.

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

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