Способ испытания регулируемого сопла авиационного газотурбинного двигателя

 

(19)RU(11)862679(13)C(51)  МПК ⁵    _G01M15/00Статус: по данным на 17.12.2012 - прекратил действиеПошлина:

(54) СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ РЕГУЛИРУЕМОГО СОПЛА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к способам испытания узлов воздушно-реактивных двигателей, а именно регулируемых сопл в системе двигателя. Известны способы испытания узлов воздушных реактивных двигателей, например воздухозаборников и компрессоров, с целью определения запаса их аэродинамической устойчивости, при которых их дросселируют от рабочих режимов до границы помпажа, и по степени дросселирования или по отношению рабочих и граничных параметров судят о величине запаса их устойчивости. Такие способы испытания неприменимы при определении запаса аэродинамической устойчивости регулируемого сопла, так как степень "дросселирования" сопла, определяемую диапазоном его работы, изменить нельзя. Известен способ испытания регулируемого сопла авиационного газотурбинного двигателя с автономными регуляторами форсажа и сопла, наиболее близкий к предлагаемому по технической сущности, путем установления режима работы газогенератора двигателя по давлению газа на входе в сопло с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике самолета с последующим изменением режима работы по приемистости и определением аэродинамической устойчивости сопла. По этому способу разъединяют связь между регуляторами основного и форсажного контуров, монтируют раздельное управление форсажным контуром, после запуска устанавливают режим работы газогенератора по давлению на входе в сопло с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике самолета и выполняют неустановившиеся режимы, например "приемистость". При этом автомат Δ π_т^* в регуляторе сопла, обеспечивающий опережающее раскрытие сопла при воспламенении топлива в форсажной камере, настроен на номинальную величину. В процессе эксплуатации в результате изменения, например, характеристик воспламенения топлива в форсажной камере для сохранения запаса устойчивости компрессора регулируют в сторону увеличения степень опережающего раскрытия сопла Δ π_т^* . Это приводит к уменьшению минимального значения степени понижения давления газа на неустановившихся режимах, приближении ее к границе устойчивости и соответственно к уменьшению запаса устойчивости. При этом изменение минимального значения степени понижения давления газа в сопле может достигать 16-20%. Поэтому для повышения надежности работы необходимо знать и количественную характеристику запаса аэродинамической устойчивости. Такой количественной характеристикой может служить отношение минимального значения на неустановившемся режиме к граничному при неизменных параметрах перепускных и демпфирующих устройств. Целью изобретения является повышение надежности. Поставленная цель достигается тем, что настраивают регулятор сопла на максимально возможное предраскрытие Δ π_т^* сопла, при этом в процессе приемистости замеряют полное давление газа за турбиной двигателя и по измеренному давлению вычисляют минимальную степень понижения давления газа в сопле , а запас аэродинамической устойчивости определяют по вычисленному параметру. На фиг.1 показана система управления двигателем для осуществления данного способа; на фиг.2 - граница устойчивости сопла в зависимости от усилия в демпферах F_тр. Система управления двигателем 1 с регулируемым соплом 2 содержит регулятор 3 основного контура, регулятор 4 форсажа, регулятор 5 сопла, связь 6 между регуляторами 3 и 4, автономное управление, состоящее из ручек 7 и 8, манометр 9 и осциллограф 10. Перед запуском двигателя 1 при испытании сопла 2 по данному способу отсоединяют связь 6 между регулятором 3 основного и регулятором 4 форсажного контуров двигателя и монтируют раздельное управление контурами с помощью ручек 7 и 8. Затем настраивают регулятор 5 сопла на максимально возможное предраскрытие π_т^*. После запуска двигателя с помощью ручки 7 устанавливают режим работы газогенератора по давлению на входе в сопло с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике самолета (по манометру 9, установленному параллельно с осциллографом 10). Затем перемещают ручку 8 управления форсажным контуром в положение полного форсажа в темпе приемистости, замеряя при этом полное давление за турбиной. По этому значению полного давления вычисляют минимальное значение степени понижения давления газа в сопле . (на границе устойчивости сопла) находят по зависимости, изображенной на фиг.2 - для данного усилия в демпферах F_тр. По этим данным определяют или относительный запас устойчивости = или коэффициент запаса K_ус= . Определив по данному способу и задавшись необходимым значением коэффициента К_ус запаса устойчивости сопла, можно подобрать потребное усилие в демпфирующих устройствах. Предлагаемый способ позволяет повысить надежность и эффективность работы сопла путем уменьшения массы демпфирующих устройств и утечек через перепускные устройства.

Формула изобретения

СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ РЕГУЛИРУЕМОГО СОПЛА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ с автономными регуляторами форсажа и сопла путем установления режима работы газогенератора двигателя по давлению газа на входе в сопло с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике самолета с последующим изменением режима работы по приемистости и определением запаса аэродинамической устойчивости сопла, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности, настраивают регулятор сопла на максимально возможное предраскрытие Δ π_т^* сопла, при этом в процессе приемистости замеряют полное давление газа за турбиной двигателя и по измеренному давлению вычисляют минимальную степень понижения давления газа в сопле , а запас аэродинамической устойчивости определяют по вычисленному параметру.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Номер и год публикации бюллетеня: 29-2002

Извещение опубликовано: 20.10.2002        

---