RU142811U1

RU142811U1 - GAS TURBINE ENGINE

Info

Publication number: RU142811U1
Application number: RU2013149552/06U
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Артюхов; Дмитрий Юрьевич Еричев; Владимир Валентинович Кирюхин; Игорь Александрович Кондрашов; Николай Александрович Кононов; Виктор Викторович Куприк; Ирик Усманович Манапов; Евгений Ювенальевич Марчуков; Константин Сергеевич Поляков; Сергей Анатольевич Симонов; Николай Павлович Селиванов
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date: 2013-11-07
Filing date: 2013-11-07
Publication date: 2014-07-10

Abstract

1. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, в состав которых входят 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, в том числе узлы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, включающий входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, 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; кроме того, газогенератор включает основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД), а за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и соединенное с последней всережимное реактивное сопло; причем вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, установленную над промежуточным корпусом; при этом практически каждый модуль двигателя оснащен элементами разъемного фланцевого соединения со смежными модулями и разъемными элементами креплени�1. A gas turbine engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules mounted, preferably in a modular-node system, which include a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA) , no more than three intermediate guides and an output straightening apparatus, as well as with a rotor having a shaft and a system of endowed blades, preferably four impellers; intermediate housing; a gas generator including assembly units, including assemblies — a high pressure compressor (HPC) having a stator including an input guide apparatus, no more than eight intermediate guides and an output straightening apparatus, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which not less than twice the number of the mentioned KND impellers; in addition, the gas generator includes a main combustion chamber and a high pressure turbine (HPT), and a low pressure turbine (LP), a mixer, a front device, an afterburner, and an all-mode jet nozzle connected to the latter are sequentially coaxially mounted; moreover, an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed around the main combustion chamber body in the external circuit; in addition, the engine contains a box of drives of motor units mounted above the intermediate housing; in this case, almost every engine module is equipped with detachable flange elements with adjacent modules and detachable fasteners�

Description

Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно, к авиационным газотурбинным двигателям.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to aircraft gas turbine engines.

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).Known double-circuit, twin-shaft gas turbine engine (GTE), including turbocompressor complexes, one of which contains a compressor and a low pressure turbine mounted on one shaft, and the other contains a compressor and a high pressure turbine, an intermediate separation housing, similarly combined on the other shaft, coaxial with the first between the aforementioned compressors, the external and internal circuits, the main and afterburner combustion chambers, a chamber for mixing gas-air flows of the working fluid and an adjustable nozzle (N.N. Siroti and others. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow, Nauka ed., 2011, pp. 19-46).

Известен газотурбинный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. М. Машиностроение 1989. с.12-88).Known gas turbine engine, which is a dual-circuit, contains a housing supported by compressors and turbines, a cooled combustion chamber, a fuel pump group, jet nozzles, as well as a control system with command and executive bodies (Design and engineering of aircraft gas turbine engines. Edited by D .V. Chronin. M. Engineering 1989.p.12-88).

Известны разработка и испытание 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°C (SU 1151075 A1, опубл. 10.08.2004).Known development and testing of aircraft engines such as gas turbine, including the development of specified modes, parameter control and assessment of resource and reliability of the engine. In order to reduce the test time during engine refinement of 10-20%, tests are carried out with the gas temperature in front of the turbine exceeding the maximum operating temperature by 45-65 ° C (SU 1151075 A1, publ. 10.08.2004).

Известно испытание газотурбинного двигателя, заключающееся в создании на входе в двигатель неравномерности потока воздуха путем установления сеток во входном канале для определения границы устойчивой работы компрессора. Для введения компрессора двигателя в помпаж требуется набор сеток, которые устанавливаются во входной канал поочередно плавно увеличивая неравномерность, что приводит к увеличению количества запусков и времени для установки сеток во входной канал (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с, стр.13-15).It is known to test a gas turbine engine, which consists in creating an uneven air flow at the inlet of the engine by setting grids in the inlet channel to determine the boundary of the stable operation of the compressor. To introduce an engine compressor into the surge, a set of grids is required that are installed in the input channel, gradually increasing unevenness, which leads to an increase in the number of starts and time for installing grids in the input channel (Yu.A. Litvinov, VO Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft gas turbine engines. Moscow: Engineering, 1979, 288 s, pp. 13-15).

Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, который дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником-охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Регулируемый интерцептор установлен на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора (RU 2199727 C1, 27.12.2004).A known bench for testing a turbocharger of an internal combustion engine, which is additionally equipped with an adjustable heater, a second recuperative heat exchanger, a heat exchanger-cooler and an adjustable interceptor, made in the form of a housing with a central channel for gas passage and through holes located along the generatrix of the housing, connected to the atmosphere through controlled valves . An adjustable interceptor is installed at the compressor inlet of the turbocharger under test (RU 2199727 C1, 12/27/2004).

Известен авиационный газотурбинный двигатель и испытание ГТД, заключающееся 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 газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с, стр.136-137).Aircraft gas turbine engine and gas turbine engine test are known, which consists in measuring parameters according to engine operating modes and bringing them to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the engine flow part when atmospheric conditions change (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft gas turbine engines. Moscow: Engineering, 1979, 288 s, pp. 136-137).

Известен газотурбинный двигатель, испытание которого по определению ресурса и надежности работы заключается в чередовании режимов при выполнении этапов длительностью, превышающей время полета. Двигатель испытывают поэтапно. Длительность безостановочной работы на стенде и чередование режимов устанавливают в зависимости от назначения двигателя (Л.С. Скубачевский. Испытание воздушно-реактивных двигателей. Москва, Машиностроение, 1972, с.13-15).Known gas turbine engine, the test of which to determine the resource and reliability is the alternation of modes when performing stages lasting longer than the flight time. The engine is tested in stages. The duration of non-stop operation at the stand and the alternation of modes are set depending on the purpose of the engine (L. S. Skubachevsky. Test of jet engines. Moscow, Mechanical Engineering, 1972, p.13-15).

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. Также к недостаткам указанных известных технических решений относятся недостаточно высокая надежность оценки тяги двигателя, ресурса и надежности работы ГТД в широком диапазоне полетных режимов и региональных условий эксплуатации, в том числе температурно-климатических условий, вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний, выполняемых в различных температурных и климатических условиях к результатам, отнесенным к стандартным условиям атмосферы известными способами.The disadvantages of these known technical solutions are the increased labor and energy intensity of tests performed by known methods, and, as a result, the reliability of the assessment of the most important engine parameters in a wide range of operating conditions and conditions is not high enough. The most significant of these drawbacks is the need for multiple engine shutdown during testing and multiple replacement of interceptors with different aerodynamic transparency, creating one degree or another of aerodynamic interference and reducing or increasing the flow of air entering the test engine. The disadvantages of these known technical solutions include the insufficiently high reliability of evaluating engine thrust, service life and reliability of a gas turbine engine in a wide range of flight modes and regional operating conditions, including temperature and climate conditions, due to the inadequacy of the program for bringing specific test results performed at different temperature and climatic conditions to results attributed to standard atmospheric conditions by known methods.

Задача полезной модели заключается в разработке совокупности технических решений ГТД, обеспечивающих улучшение тяги и повышение достоверности эксплуатационных характеристик для разных газодинамических ситуаций работы двигателя, широкого спектра сочетаний режимов и циклов работы в диапазоне температурно-климатических условий, характерном для различных регионов и режимов эксплуатации двигателя.The objective of the utility model is to develop a set of technical solutions for gas turbine engines that provide improved traction and increased reliability of operational characteristics for different gas-dynamic situations of engine operation, a wide range of combinations of modes and operation cycles in the range of temperature and climatic conditions, typical for different regions and engine operation modes.

Поставленная задача решается тем, что газотурбинный двигатель, согласно полезной модели, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, в состав которых входят компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющем 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, в том числе узлы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, включающий входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, 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; кроме того газогенератор включает основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и соединенное с последней всережимное реактивное сопло; причем вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; кроме того двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, установленную над промежуточным корпусом; при этом практически каждый модуль двигателя оснащен элементами разъемного фланцевого соединения со смежными модулями и разъемными элементами крепления внутримодульных деталей, обеспечивающими возможность ремонтной взаимозаменяемости модулей и при необходимости внутримодульных узлов; причем 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 на части длины вал ротора КНД-ТНД и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и турбины низкого давления, а входной направляющий аппарат КНД снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными, преимущественно, в нормальной к оси двигателя плоскости входного сечения, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.The problem is solved in that the gas turbine engine, according to the utility model, is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules mounted, preferably according to a modular-node system, which include a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VNA), not more than three intermediate guides and output straightening apparatus, as well as with a rotor having a shaft and a system endowed with blades, preferably four impellers; intermediate housing; a gas generator including assembly units, including assemblies — a high pressure compressor (HPC) having a stator including an input guide apparatus, no more than eight intermediate guides and an output straightening apparatus, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which not less than twice the number of the mentioned KND impellers; in addition, the gas generator includes a main combustion chamber and a high pressure turbine (HPT); behind the gas generator, a low pressure turbine (LP), a mixer, a front-end device, an afterburner, and an all-mode jet nozzle connected to the latter are sequentially coaxially installed; moreover, an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed around the main combustion chamber body in the external circuit; in addition, the engine contains a box of drives of motor units mounted above the intermediate housing; in this case, almost every engine module is equipped with detachable flange connection elements with adjacent modules and detachable fastening elements of the intramodular parts, providing the possibility of repair interchangeability of the modules and, if necessary, intramodular units; moreover, KND is combined with a high-pressure pump on a shaft with the possibility of transmitting torque from the specified turbine, and KVD is combined with a high-pressure turbine with the possibility of receiving the latest torque from a high-pressure turbine through an autonomous shaft of the KVD-TVD rotor, coaxially rotatably covering the KND rotor shaft for a part of its length; -TND and made shorter than the last, at least by the total axial length of the intermediate casing, the main combustion chamber and the low-pressure turbine, and the inlet directing apparatus of the low pressure regulator is equipped with of the stationary and controlled movable elements with radial struts uniformly spaced, mainly in the input section plane normal to the engine axis, with an angular frequency (3.0 ÷ 4.0) units / rad.

При этом входной направляющий аппарат (ВНА) 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 КНД.While the input guide device (VNA) KND may preferably contain twenty-three radial racks, the length of which is limited by the outer and inner rings of the VNA, while at least part of the radial racks combined with the channels of the oil system located in the fixed elements of the racks, with the ability to supply and drain oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the low pressure rotor.

Площадь фронтальной проекции входного проема F_{вх. 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 F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.The area of the frontal projection of the input opening F _{I etc.} VNA KND, geometrically determining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring of the BHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring of the BHA, can be performed exceeding the total area of aerodynamic shading F _ST created by the frontal projection of the coke and radial racks, (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total circle area F _pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.

Статоры КНД и КВД могут быть 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.The KND and KVD stators can each be made in the form of at least two longitudinal-segment blocks, combined mainly on detachable joints with the possibility of disassembling for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit, in addition, in the form of similar longitudinal-segment blocks the nozzle apparatuses of the high pressure turbine and high pressure turbine nozzles were made and combined on detachable joints.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке ГТД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора, с повышенным ресурсом двигателя в условиях многоцикловой работы двигателя с частотным варьированием спектров длительности работы и тяги двигателя. Это достигается за счет применения в двигателе разработанной совокупности сблокированных узлов с заявленными параметрами и техническими решениями, а именно, КНД-ТНД с КВД-ТВД с принятой камерой сгорания и регулируемым всережимных реактивным соплом.The technical result provided by the given set of features consists in the development of a gas turbine engine with improved operational characteristics and more reliable determination of the boundaries of possible thrust variation within the allowable range of gas-dynamic stability of compressor operation, with an increased engine resource in conditions of multi-cycle engine operation with frequency variation of the operating and thrust spectra engine. This is achieved through the use in the engine of the developed set of interlocked units with the declared parameters and technical solutions, namely, KND-TND with KVD-TVD with an adopted combustion chamber and an adjustable all-mode jet nozzle.

Сущность полезной модели поясняется чертежами, где:The essence of the utility model is illustrated by drawings, where:

на фиг.1 изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез;figure 1 shows a gas turbine engine, a longitudinal section;

на фиг.2 - входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;figure 2 - input device of an aerodynamic installation for testing an engine equipped with an interceptor, side view;

на фиг.3 - разрез по A-A на фиг.2, где H_и - высота интерцептора, D_кан - диаметр канала входного устройства;Figure 3 - a section along AA in Figure 2, _and where H - the height of the spoiler, D _kan - the diameter of the channel of the input device;

на фиг.4 - входной направляющий аппарат компрессора низкого давления, вид сверху.figure 4 - input guide apparatus of the low-pressure compressor, top view.

Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Газотурбинный двигатель содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, в состав которых входят компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.The gas turbine engine is double-circuit, twin-shaft. The gas turbine engine contains at least eight modules mounted, preferably, in a modular-node system, which include a low-pressure compressor 1, an intermediate housing 2 and a gas generator.

КНД 1 выполнен со статором, имеющем входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5, а также с ротором, имеющем вал 6 и систему предпочтительно, четырех рабочих колес 7, наделенных лопатками 8.KND 1 is made with a stator having an input guide apparatus 3, no more than three intermediate guide vanes 4 and an output straightener 5, and also with a rotor having a shaft 6 and a system of preferably four impellers 7 endowed with blades 8.

Газогенератор содержит сборочные единицы, в том числе узлы - компрессор 9 высокого давления, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.The gas generator contains assembly units, including units - a high pressure compressor 9, a main combustion chamber 10 and a high pressure turbine 11.

Компрессор 9 высокого давления 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. Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 15, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 16 и выходной спрямляющий аппарат 17.The high-pressure compressor 9 includes a stator, as well as a rotor with a shaft 12 and a system of impellers equipped with blades 13. The number of impellers 14 of the high pressure valve 9 is at least twice the number of impellers 7 of the low pressure valve 1. The stator of the high pressure valve 9 contains an input guide apparatus 15, not more than eight intermediate guide vanes 16 and output rectifier 17.

За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 18 низкого давления, смеситель 19, фронтовое устройство 20, форсажная камера 21 сгорания и соединенное с форсажной камерой 21 сгорания всережимное реактивное сопло 22.Behind the gas generator, a low pressure turbine 18, a mixer 19, a frontal device 20, an afterburner 21 of combustion, and an all-mode jet nozzle 22 connected to the afterburner of the combustion 21 are sequentially coaxially mounted.

Вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания во внешнем контуре 23 установлен воздухо-воздушный теплообменник 24, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.Around the body of the main combustion chamber 10, an air-air heat exchanger 24 is assembled in an external circuit 23, assembled from at least sixty tubular block modules.

Кроме того двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано), установленную над промежуточным корпусом 2.In addition, the engine contains a box of drives of motor units (not shown in the drawings) mounted above the intermediate housing 2.

При этом практически каждый модуль двигателя оснащен элементами разъемного фланцевого соединения со смежными модулями и разъемными элементами крепления внутримодульных деталей, обеспечивающими возможность ремонтной взаимозаменяемости модулей и при необходимости внутримодульных узлов.At the same time, almost every engine module is equipped with detachable flange elements with adjacent modules and detachable fastening elements of the intramodular parts, providing the possibility of repair interchangeability of the modules and, if necessary, intramodular units.

КНД 1 объединен с турбиной 18 низкого давления по валу 6 с возможностью передачи от турбины 18 крутящего момента. КВД 9 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 18 низкого давления.KND 1 is combined with a low pressure turbine 18 along the shaft 6 with the possibility of transmitting torque from the turbine 18. KVD 9 is combined with a high-pressure turbine 11 with the possibility of obtaining the latest torque from the turbine 11 through the autonomous shaft 12 of the KVD-TVD rotor, coaxially rotatably covering the shaft 6 of the KND-TND rotor in part length and made shorter than the last, at least the total axial length of the intermediate housing 2, the basis of the combustion chamber 10 and the low pressure turbine 18.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 25, равномерно разнесенными, преимущественно, в нормальной к оси двигателя плоскости входного сечения, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.The input guiding apparatus 3 of the KND 1 is equipped with radial struts 25 consisting of a fixed and controlled movable elements, uniformly spaced, mainly in the input section plane normal to the axis of the engine, with an angular frequency (3.0 ÷ 4.0) units / rad.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 25. Длина радиальных стоек 25 ограничена наружным и внутренним кольцами 26 и 27 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 25 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.The input guide device 3 KND 1 preferably contains twenty-three radial struts 25. The length of the radial struts 25 is limited by the outer and inner rings 26 and 27, respectively, of the BHA. At least part of the radial struts 25 is aligned with the channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supplying and discharging oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the KND 1 rotor.

При этом площадь фронтальной проекции входного проема F_{вх. пр.} входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 28, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 26 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 27 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока 29 и радиальных стоек 25, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 26 ВНА в плоскости входного проема.In this case, the frontal projection area of the input opening F _{I etc. of the} input guide vane 3 KND 1, geometrically defining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel 28, bounded by a larger radius by the inner contour of the outer ring 26 of the BHA, and by a smaller radius by the contour of the inner ring 27 of the BHA, exceeding the total area of aerodynamic shading F _c created frontal projection of Coca 29 and radial racks 25, (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total circle area F _pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring 26 VNA in the plane of the inlet opening.

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 30 турбин 11 и 15 соответственно высокого и низкого давления.The stators KND 1 and KVD 9 are each made in the form of longitudinally segmented units in an amount of at least two, united mainly on detachable joints with the possibility of disassembly for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit. In the form of similar longitudinal-segment blocks, nozzle apparatuses 30 of turbines 11 and 15, respectively, of high and low pressure, are made and combined on detachable joints.

ГТД вариантно проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора. Двигатель испытан на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством 31 с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 32 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.GTE variant checked for gas dynamic stability (GDU) of the compressor. The engine is tested at the stand. The test bench is equipped with an aerodynamic inlet device 31 with adjustable crossover of the air flow, mainly remotely controlled by a retractable interceptor 32 with a graduated scale of the position of the interceptor, having a fixed critical point separating the engine by 2-5% from the transition to surge, if necessary, with a repeat of the test at a certain according to the regulations, a set of modes corresponding to the modes characteristic of the subsequent real work of the gas turbine engine in flight conditions.

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 ГДУ компрессора двигателя.During the tests, the region of gas-dynamic stability of the engine’s operation was experimentally confirmed, including for the regime with the smallest GDU margin with counter throttle response checked according to the regulations: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position and in the frequency phases rotation corresponding to the values of intermediate irregularities with checking engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is set to “max al revs ”with the resulting determination of the reserves of the GDU of the engine compressor.

ГТД вариантно проверен на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Двигатель испытан 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 газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий. По результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель ГТД. Затем по математической модели определены параметры газотурбинного 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 газотурбинных двигателей.GTE variant checked for the influence of climatic conditions on the main characteristics of the compressor. The engine is tested on a stand in various modes. The parameters of the modes are adequate to the parameters of the flight modes in the range programmed for a specific series of engines. In the tests, measurements were made and the obtained parameter values were brought to standard atmospheric conditions taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the flowing part of the gas turbine engine with changing atmospheric conditions. Based on the results of bench tests, a mathematical model of gas turbine engines was created and corrected. Then, using a mathematical model, the parameters of a gas turbine engine are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests, taking into account the adopted program for regulating the engine at maximum and forced modes. The actual parameter values at specific atmospheric air temperatures of each test mode are assigned to the parameter values under standard atmospheric conditions. After that, correction factors to the measured parameters are calculated depending on the temperature of the air. Bringing the measured parameters to standard atmospheric conditions is done by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor. The correction factor reflects the dependence of the measured parameter values on the temperature of the air recorded during specific tests of gas turbine engines.

ГТД вариантно испытан по многоцикловой программе. Программа включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы двигателя, превышающей программное время полета. По программе до испытаний сформированы типовые полетные циклы и определена повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определено необходимое количество циклов нагружения при испытании. Затем сформирован и произведен полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы газотурбинного двигателя, в совокупности превышающем время полета в 5-6 раз. Различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализован, изменением уровня перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ». В других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима. Быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществлен в темпе приемистости с последующим сбросом. Часть испытательных циклов выполнена без прогрева на режиме «малый газ» после запуска. Испытательный цикл сформирован на основе полетных циклов для боевого и учебного применения газотурбинного двигателя.GTE variant tested on a multi-cycle program. The program includes the alternation of modes during the execution of the test stages with a duration of engine operation exceeding the programmed flight time. According to the program, typical flight cycles were formed prior to testing and damage to the most loaded parts was determined. Based on this, the required number of loading cycles during the test is determined. Then, the full scope of tests was formed and performed, including the execution of a sequence of test cycles — quick exit to maximum or full forced mode, quick reset to “low gas” mode, stop and long-term operation cycle with multiple alternating modes in the entire operating spectrum with a different range of variation operating modes of a gas turbine engine, in total, exceeding the flight time by 5-6 times. A different range of changes in the engine operating modes is achieved by changing the level of the gas differential in specific test modes from initial to maximum - maximum or full forced engine operation by transferring the initial reference point when performing the corresponding mode, taking the latter in one of the modes in the position corresponding to the level "Small gas". In other modes - in intermediate or final positions corresponding to different percentages or the full value of the gas level of the maximum or full forced mode. A quick exit to the maximum or forced modes on the part of the test cycle was carried out at the rate of throttle response with subsequent reset. Some of the test cycles were performed without warming up in the "low gas" mode after starting. The test cycle is based on flight cycles for the combat and training use of a gas turbine engine.

Пример реализации испытания ГТД по одной из программ, а именно, испытания ГТД на газодинамическую устойчивость на стенде с входным аэродинамическим устройством и интерцептором.An example of the implementation of a gas turbine engine test according to one of the programs, namely, a gas turbine engine gas test for gas dynamic stability at a bench with an aerodynamic inlet device and an interceptor.

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.At the development stage, a double-circuit gas turbine engine is tested with a minimum design gas-dynamic stability at a rotor speed of 0.8 Max, where Max is the maximum allowable rotor speed of a given engine.

Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 31 через фланец 33. Устройство 31 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 32, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 32 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 31. Для этого интерцептор 32 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 34 с гидроцилиндром 35, и шкалой выдвижения интерцептора 32, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.Install the engine on the test bench and communicate with the inlet aerodynamic device 31 through the flange 33. The device 31 is equipped with an adjustable-controlled retractable interceptor 32, installed with the possibility of crossing the air flow supplied to the engine. The interceptor 32 is configured to create unevenness and control the amount of air entering the engine in the range from 0 to 100% by zero, intermediate or complete overlap of the working section area of the inlet aerodynamic device 31. For this, the interceptor 32 is equipped with an electric drive containing a drive rod 34 with a hydraulic cylinder 35 , and the extension scale of the interceptor 32, graduated in increments of 1% of the inlet cross-sectional area of the air flow supplied to the engine.

Выводят испытуемый ГТД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 32 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 32 на 73%.The tested gas turbine engine is brought to the rotor rotation modes from “small gas” (MG) to Max with a step of changing revolutions from the regime to the 0.05Max mode and with a sequential iteration to the boundary of the loss of gas-dynamic stability. To do this, on each of the modes, the interceptor 32 is successively extended into the air flow section with a step of (1-5)% of the area of the specified section, bringing to the appearance of surge. As a result of this test phase, the boundary value of the rotor speed with a minimum margin of gas-dynamic stability is determined, which is 0.8 Max when the interceptor 32 is extended by 73%.

Затем путем обратного перемещения интерцептора 32 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости устанавливают, что при смещении интерцептора 32 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by the reverse movement of the interceptor 32 in the range of up to 7% of the maximum position at which a surge occurred with loss of gas-dynamic stability, it is established that there is no sign of surge when the interceptor 32 is shifted by 5%, the engine is running stably.

Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 32 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.An analysis of the test results is carried out, taking into account that the resulting tests were performed without disruption to surging with the maximum introduction of the interceptor 32 at the rotor revolutions, creating a minimum stability margin, the gas-dynamic stability of this type of gas turbine engine is established in the full range of engine rotor revolutions.

Изложенную выше последовательность испытания ГТД на газодинамическую устойчивость применяют на всех этапах - создания, производства и эксплуатации ГТД.The above sequence of testing gas turbine engines for gas-dynamic stability is used at all stages - the creation, production and operation of gas turbine engines.

Claims

1. A gas turbine engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules mounted, preferably in a modular-node system, which include a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA) , no more than three intermediate guides and an output straightening apparatus, as well as with a rotor having a shaft and a system of endowed blades, preferably four impellers; intermediate housing; a gas generator including assembly units, including assemblies — a high pressure compressor (HPC) having a stator including an input guide apparatus, no more than eight intermediate guides and an output straightening apparatus, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which not less than twice the number of the mentioned KND impellers; in addition, the gas generator includes a main combustion chamber and a high pressure turbine (HPT), and a low pressure turbine (LP), a mixer, a front device, an afterburner, and an all-mode jet nozzle connected to the latter are sequentially coaxially mounted; moreover, an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed around the main combustion chamber body in the external circuit; in addition, the engine contains a box of drives of motor units mounted above the intermediate housing; in this case, almost every engine module is equipped with detachable flange connection elements with adjacent modules and detachable fastening elements of the intramodular parts, providing the possibility of repair interchangeability of the modules and, if necessary, intramodular units; moreover, KND is combined with a high-pressure pump on a shaft with the possibility of transmitting torque from the specified turbine, and KVD is combined with a high-pressure turbine with the possibility of receiving the latest torque from a high-pressure turbine through an autonomous shaft of the KVD-TVD rotor, coaxially rotatably covering the KND rotor shaft for a part of its length; -TND and made shorter than the last, at least by the total axial length of the intermediate casing, the main combustion chamber and the low-pressure turbine, and the inlet directing apparatus of the low pressure regulator is equipped with of the running and controlled movable elements with radial struts uniformly spaced, mainly in the input section plane normal to the engine axis, with an angular frequency of 3.0 ÷ 4.0 units / rad.

2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the input guide vane (VNA) of the low pressure switch preferably comprises twenty-three radial struts, the length of which is limited by the outer and inner rings of the VNA, while at least part of the radial struts is aligned with channels of the oil system, located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supplying and discharging oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the low pressure rotor.

3. The gas turbine engine according to claim 2, characterized in that the frontal area of the input aperture F _{I. etc.} VNA KND, geometrically determining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring of the BHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring of the BHA, made larger than the total area of aerodynamic shading F _ST created by the frontal projection of the coke and radial struts, 2.54 ÷ 2.72 times and is 0.67 ÷ 0.77 of the total area of the circle F _pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.

4. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the KND and KVD stators are each made in the form of longitudinal-segment blocks in an amount of at least two combined, mainly on detachable joints with the possibility of disassembly for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit In addition, in the form of similar longitudinal-segment blocks, the nozzle apparatuses of the turbojet and turbine engine turbines are made and combined on detachable joints.