Схема установки для испытания авиационных

 

2655! 3

ОПИСАНИЕ

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Союз Советских

Социалистических

РеспуЬлии

Зависимое от авт. свидетельства №

Заявлено 18.Ч.1956 (№ 461545/24-6) с присоединением заявки №

Приоритет

Опубликовано 09111.1970. Бюллетень № 10

Дата опубликования описания 17Х1.1970

Кл. 421<, 22/01

МПК G 01m

УД К, 621 А 55 (088.8) Комитет по делам иаоЬретений и открытий ори Совете тйииистров

СССР

Автор изобретения

A, H. Доброхотов

Заявитель

СХЕМА УСТАНОВКИ ДЛЯ ИСПЪ1ТАНИЯ АВИАЦИОННЬ1Х

ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В УСЛОВИЯХ

БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА

В известных схемах установок длн испытания авиационных ТРД .в условиях больших сверхзвуковых скоростей:полета, имитирующих значительное повышение давления и температуры поступающего при этих условиях в двигатель воздуха, затрачиваются значительные мощности на наддув испытуемого двигателя.

Практика эксплуатации так Ix установок связана с созданием специальных компрессорных уствновск, обеспечивающих подачу больших весовых расходов воздуха высокого давления, что вызывает значительные расходы топлива для привода компрессоров и усложняет установку в целом.

В предлагаемой схеме установки для испытания авиационных туроореактивных двигателей B условиях больших сверхзвуковых скоростей полета с целью спи>кения стоимости испытания двигателя в качестве турбокомпрессора устанозлены один или несколько серийчых

ТРД с демонтированными камерами сгорания.

На чертеже изображена предлагаемая схема испытательной установки.

Схема содержит испытуемый двигатель 1, газопровод 2 для подачи выхлопных газов от двигателя к турбине 8, компрессор 4, приводимый турбиной 8 и обеспечивающий подачу необходимого количества сжатого воздуха для наддува испыгуемого двигателя 1 по воздухопроводу 5, теплообменник б для |получения заданного значения температуры воздуха на входе в испытуемый двигатель (с этой же целью предусмотрен частичный перепуск газов на

5 вход двигателя), диффузор 7, поставленный на выходе из турбокомпрессора вместо обычного реактивного сопла с целью повышения пере пада давления на турбине 8, дроссель 8, поставленный перед турби>уой 8 для снижения давле10 ния газов до некоторого расчетного значения, соствгтствующего расчетному режиму работы компрессора. С аналогичной целью предусмотрена возможность снижения температуры газов путем впрыска воды перед турбиной 8.

15 Предлагаемая установка отличается высокой экономичностью, поскольку весь р асход топлива в установке сводится к расходу в испытуемом двигателе, Кроме того, созданные установки пс предлагаемой схеме не требуют

20 специального дорогостоящего оборудования, в первую очередь мощной компрессорной установки, необходимый наддув исследуемого двигателя достигается применением серийного двигателя в качестве турбокомпрессора.

2s Предлагаемая схема выгодно отличается возможностью регулирования параметров воздуха, поступающего на вход испытуемого двигателя.

Персчисленные отличительные особенности

30 предлагаемсй схемы установки для испытания

265513

Предмет изобретения

Составитель Е. Епнфанов

Редактор В. В. Фельдман Тскрсды А. А. Камышннкова, Э, Чижевский

Корректор В. Трутнев

Заказ 1591jl8 Тираж 480 Подписное

ЦН1!ИП11 Комитета по лелям изобретений и открытий прн Совет Министров СССР

Москва, 7!(-35, Рауи1ская иаб., л. 4!5

Типография, пр. Сапунова, 2 авиационных двигателей позволяют сократить сроки доводки двигателей в стендовых испытаниях.

1. Схема установки для испытания авиаIII1oHHhIx турбореактивных двигателей в условиях больших сверхзвуковых скоростей полета с использованием энергии испытуемого дви- 10 гателя как генератора газа для впащения турбокомп!рессора, обеспечивающего наддув испытуемого двигателя, отличаюгиаяся тем, что, с цель";о снижения стоимости испытания двигателя, в качестве турбокомпрессора уста- 15 новлены один нлн нсcêoëüêo серийных ТРД с демонтированными камерами сгорания.

2. Схема по п. 1, отличтотпяся тем, что, с целью обеспечения отвода сжатого воздуха ст компрессора серийного двигателя к испытуе- 20 мо.пу и подачи горячих газов от испытуемого двигателя к турбине серийного ТРД, на последнем вместо камеры сгорания установленьг два ресивера.

3. Схема по пп. 1 и 2, отличающаяся тем, ITQ в установке, с целью получения требуемого значения темпера1уры воздуха, поступающего в испытуемый двигатель, установлен теплсобменник в тракте между компрессором серийного ТРД и испытуемым двигателем при наличии трубопровода перепуска газов от форсажной камеры на вход испытуемого двигателя.

4. Схема по пп. 1 — 3, отличагогиаяся тем, чго, с целью регулирования температуры газа, 1loступающего в турбину серийного ТРД до требуемой величины, в газопроводе, подводящем газ к турбине серииного ТРД, поставлены форсупки для впрыска воды после форса>кпой камеры нспытуемо. о двигателя.

5. Схема по г:и. 1 — 4, оглuчaгou!аяcя тем, что, с целью устранения помгажа, имеется перепуск воздуха н газа в атмосферу.

6, С..ема по пп. 1 — 5, отличающаяся тем, что, с целью обеспечения необходимого перепада давлений на турбине серийного ТРД, в газовом тракте между,серийным ТРД и испытуемым двигателем установлен дроссель, а вместо реактивного сопла — диффузор.