RU144419U1 - TURBOJET - Google Patents
TURBOJET Download PDFInfo
- Publication number
- RU144419U1 RU144419U1 RU2013149522/06U RU2013149522U RU144419U1 RU 144419 U1 RU144419 U1 RU 144419U1 RU 2013149522/06 U RU2013149522/06 U RU 2013149522/06U RU 2013149522 U RU2013149522 U RU 2013149522U RU 144419 U1 RU144419 U1 RU 144419U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- shaft
- rotor
- knd
- low
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Турбореактивный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, 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 - 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, 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 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 для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки для левого двигателя; кроме того двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегато�1. A turbojet engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules and assembly units, which include a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA), no 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 - a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which is at least 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 frontal device, a combustion afterburner and a rotary jet nozzle including a rotary device, fixedly, preferably detachably attached to a combustion afterburner, and an adjustable jet nozzle attached to a rotary device with the possibility of performing, together with the movable element, the last turns to change the direction of the thrust vector, and the axis of rotation of the rotary device relative but the horizontal axis is rotated through an angle of at least 30 °, preferably to (32 ÷ 34) ° clockwise to the right engine and at an angle of not less than 30 °, preferably to (32 ÷ 34) ° counterclockwise to the left engine; In addition, the engine contains a box of drives for the engine
Description
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно, к авиационным турбореактивным двигателям.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to aircraft turbojet engines.
Известен двухконтурный, двухвальный турбореактивный двигатель (ТРД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва, изд. «Наука», 2011 г., стр.41-46, рис.1.24).Known dual-circuit, twin-shaft turbojet engine (turbojet engine), 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 mentioned compressors, 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.Siro tin et al. Fundamentals of designing the production and operation of aviation gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow, Nauka publishing house, 2011, pp. 41-46, Fig. 1.24).
Известен турбореактивный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивное сопло, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малонгумных самолетов. М., изд. Машиностроение, 1984, стр.17-120).A well-known turbojet engine, which is double-circuit, contains a housing supported by compressors and turbines, a cooled combustion chamber, a fuel and pump group, a jet nozzle, as well as a control system with command and executive bodies (Shulgin V.A., Gaysinsky S.Ya Double-circuit turbojet engines of low-noise aircraft. M., ed. Mashinostroenie, 1984, pp. 17-120).
Известны разработка и испытание авиационных двигателей типа турбореактивных. Испытание включает 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).The development and testing of aircraft engines such as turbojets are known. The test includes testing the set modes, monitoring parameters and evaluating them 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 турбореактивного 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 турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с, стр.13-15).It is known to test a turbojet engine, which consists in creating air flow irregularities at the engine inlet by setting grids in the inlet channel to determine the boundary of 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 turbojet 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 С1, 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).
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.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. Known test technology leads to the need for multiple engine starts during the test and is associated with burnout of fuel and unproductive time and labor of testers.
Задача полезной модели состоит в разработке турбореактивного двигателя, совокупность технических решений которого обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик и возможность оптимального регулирования допустимой тяги в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора ТРД без вхождения двигателя в помпаж.The objective of the utility model is to develop a turbojet engine, the totality of the technical solutions of which provides improved operational characteristics and the possibility of optimal regulation of permissible thrust in the full range of gas-dynamic stability of the turbojet engine without the engine entering the surge.
Поставленная задача решается тем, что турбореактивного двигатель, согласно полезной модели, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, 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 - 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, 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 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 для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки для левого двигателя; кроме того двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, установленную над промежуточным корпусом, а промежуточный корпус наделен функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и установлен между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры, при этом 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; причем в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.The problem is solved in that the turbojet engine, according to the utility model, is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules and assembly units, which include a low pressure compressor (KND) with a stator having an input guide vane (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 - a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which is at least 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 frontal device, a combustion afterburner and a rotary jet nozzle including a rotary device, fixedly, preferably detachably attached to a combustion afterburner, and an adjustable jet nozzle attached to a rotary device with the possibility of performing, together with the movable element, the last turns to change the direction of the thrust vector, and the axis of rotation of the rotary device relative but the horizontal axis is rotated through an angle of at least 30 °, preferably to (32 ÷ 34) ° clockwise to the right engine and at an angle of not less than 30 °, preferably to (32 ÷ 34) ° counterclockwise to the left engine; in addition, the engine contains a box of drives of motor units mounted above the intermediate casing, and the intermediate casing is endowed with the function of a power unit of the engine with the ability to absorb the total axial and radial loads from compressors and turbines with subsequent transmission to external power elements and is installed between the low-pressure and high-pressure pumps, separating the incoming from KND air into two flows - the external and internal circuits, while the KND is combined with the low pressure pump along the shaft with the possibility of transmitting torque from the specified turbine, and the KVD it is single with a high-pressure fuel pump with the possibility of obtaining the last torque from the high-pressure turbine through the autonomous rotor shaft of the HPH-HPH rotor, coaxially rotatably covering the rotor shaft of the low-pressure turbine pump-low pressure pump on a part of the length and made shorter than the latter, at least by the total axial length of the intermediate casing, the basis of the combustion chamber and low pressure turbine; moreover, an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed in the outer circuit around the body of the main combustion chamber.
При этом 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, кроме того в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД.In this case, 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, in addition, similar longitudinal-segment blocks are made and nozzle apparatuses of turbines TND and TVD are combined on detachable joints.
Статор КВД может содержать входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.The stator of the HPC may contain an input guide vane, no more than eight intermediate guides and an output rectifier.
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 в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.The inlet guide apparatus of the low-pressure compressor can be equipped with radial racks consisting of fixed and controllable movable elements uniformly spaced in the plane of the inlet section with an angular frequency in the range (3.0 ÷ 4.0) units / rad.
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.The inlet guiding apparatus of the low-pressure compressor may preferably comprise twenty-three radial struts, the length of which is limited by the outer and inner rings of the BHA, with at least a portion of the radial struts aligned with the channels of the oil system located in the stationary elements of the struts, with the possibility of feeding and drainage of oil, as well as venting of oil and pre-oil cavities of the front support of the rotor of the low-pressure compressor.
Площадь фронтальной проекции входного проема Fвх. пр. ВНА КНД, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца ВНА, может быть выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.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.
Ось поворотного реактивного сопла может быть выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).The axis of the rotary jet nozzle can be made deviated from the axis of the engine down by an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).
Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке турбореактивного двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора. Это достигается за счет применения в разработанном турбореактивном двигателе модулей и узлов, предлагаемая совокупность технических решений которых обеспечивает общее увеличение тяги, расширение диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя с уверенным варьированием тяги в полетных условиях без перехода в помпаж, в том числе за счет более точного определения экспериментально выверенных границ диапазона газодинамической устойчивости на испытательном стенде.The technical result provided by the given set of features consists in developing a turbojet 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. This is achieved through the use of modules and components in the developed turbojet engine, the proposed set of technical solutions of which provides a general increase in thrust, widening the range of gas-dynamic stability of the engine compressor operation with confident variation of thrust in flight conditions without switching to surging, including through more accurate determination experimentally verified boundaries of the range of gas-dynamic stability on a test bench.
Сущность полезной модели поясняется чертежами, где:The essence of the utility model is illustrated by drawings, where:
на фиг.1 изображен турбореактивный двигатель, продольный разрез;figure 1 shows a turbojet engine, a longitudinal section;
на фиг.2 - входной направляющий аппарат компрессора низкого давления, вид сверху.figure 2 - input guide apparatus of the low-pressure compressor, top view.
на фиг.3 - входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;figure 3 - input device of an aerodynamic installation for testing an engine equipped with an interceptor, side view;
на фиг.4 - разрез по А-А на фиг.3, где Ни - высота интерцептора, Dкан - диаметр канала входного устройства;4 - section along A-A in Figure 3, where H and - the height of the spoiler, D kan - the diameter of the channel of the input device;
Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Турбореактивный двигатель содержит не менее восьми модулей, в состав которых входят компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.The turbojet engine is double-circuit, twin-shaft. A turbojet engine contains at least eight modules, 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 включает сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления со статором, основная камера 10 сгорания и турбина 11 высокого давления.The gas generator includes assembly units - a high pressure compressor 9 with a stator, a main combustion chamber 10 and a high pressure turbine 11.
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.KVD 9 includes a stator, as well as a rotor with a shaft 12 and a system of impellers 14 equipped with blades 13. Moreover, the number of impellers 14 of the KVD 9 is at least twice the number of impellers 7 of the KND 1.
За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 15 низкого давления, смеситель 16, фронтовое устройство 17, форсажная камера 18 сгорания и поворотное реактивное сопло. Реактивное сопло включает 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.Behind the gas generator, a low pressure turbine 15, a mixer 16, a frontal device 17, an afterburner 18 of the combustion and a rotary jet nozzle are sequentially coaxially mounted. The jet nozzle includes a rotary device 19 fixedly, preferably detachably attached to the afterburner of the combustion chamber 18, and an adjustable jet nozzle 20 attached to the rotary device 19 with the possibility of performing the last rotations together with the movable element to change the direction of the thrust vector. The axis of rotation of the rotary device 19 relative to the horizontal axis is rotated by an angle of at least 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° clockwise (view in the direction of flight) for the right engine and by an angle of at least 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° counterclockwise (view in the direction of flight) for the left engine.
Также двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано), установленную над промежуточным корпусом 2. Промежуточный корпус 2 наделен функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и установлен между КНД 1 и КВД 9, разделяя поступающий из КНД 1 воздух на два потока - наружный и внутренний контуры 21 и 22 соответственно. В наружном контуре 21 вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменник 23, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.The engine also contains a box of drives of motor units (not shown in the drawings) mounted above the intermediate housing 2. The intermediate housing 2 is endowed with the function of a power unit of the engine with the ability to absorb the total axial and radial loads from compressors and turbines with subsequent transmission to external power elements and is installed between KND 1 and KVD 9, dividing the air coming from KND 1 into two streams - external and internal circuits 21 and 22, respectively. An air-air heat exchanger 23, assembled from at least sixty tubular block modules, is installed in the outer circuit 21 around the body of the main combustion chamber 10.
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.The low pressure compressor 1 is integrated with the low pressure turbine 15 along the shaft 6 with the possibility of transmitting torque from the turbine 15. The high-pressure compressor 9 is combined with the high-pressure turbine 11 with the possibility of obtaining the latest torque from the turbine 11 through the autonomous shaft 12 of the HPH-HPH rotor, coaxially rotatably covering the shaft 6 of the KND-TND rotor for a length part and made shorter than the last, at least , on the total axial length of the intermediate casing 2, the basis of the combustion chamber 10 and the low pressure turbine 15.
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 24 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 24 of turbines 11 and 15, respectively, of high and low pressure, are made and combined on detachable joints.
Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 25, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 26 и выходной спрямляющий аппарат 27.The stator KVD 9 contains an input guide vane 25, no more than eight intermediate guide vanes 26 and an output rectifier 27.
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 28, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.The input guide apparatus 3 of the KND 1 is equipped with radial racks 28 consisting of a fixed and a controlled movable element, uniformly spaced in the plane of the input section with an angular frequency in the range (3.0 ÷ 4.0) units / rad.
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 28. Длина радиальных стоек 28 ограничена наружным и внутренним кольцами 29 и 30 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 28 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 28. The length of the radial struts 28 is limited by the outer and inner rings 29 and 30, respectively, of the BHA. At least part of the radial struts 28 is combined 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.
Площадь фронтальной проекции входного проема Fвх. пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 31, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 29 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 28 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока 32 и радиальных стоек 28, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 29 ВНА в плоскости входного проема.The area of the frontal projection of the input opening F I etc. of the input guide vane 3 KND 1, which geometrically defines the cross section of the inlet mouth of the air intake channel 31, bounded by a larger radius by the inner contour of the outer ring 29 of the BHA, and by a smaller radius by the contour of the inner ring 28 of the BHA, exceeding the total area of aerodynamic shading F c created frontal projection of Coca 32 and radial racks 28, (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 29 VNA in the plane of the inlet opening.
Ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).The axis of the rotary jet nozzle is made deviated from the axis of the engine down by an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).
Турбореактивный двигатель проверен на газодинамическую устойчивость работы компрессора на испытательном стенде.The turbojet engine is tested for gas-dynamic stability of the compressor at the test bench.
Испытательный стенд снабжен входным аэродинамическим устройством 33 с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 34 с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости, осуществляют повтор испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях.The test bench is equipped with an inlet aerodynamic device 33 with adjustable crossover of the air flow, mainly remotely controlled by a retractable interceptor 34 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, the test is repeated on a set of modes defined by the regulations, corresponding to the modes characteristic of the subsequent real work of the turbojet 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 газодинамической устойчивости 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 “high revolutions” with the resulting determination of the reserves of gas-dynamic stability of the engine compressor.
Пример реализации испытания турбореактивного двигателя на ГДУ на стенде с входным аэродинамическим устройством и интерцептором.An example of the implementation of testing a turbojet engine at a gas turbine engine at a bench with an aerodynamic inlet device and an interceptor.
На стадии разработки испытанию подвергают двухконтурный ТРД 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 turbojet 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 33 через фланец 35. Устройство 33 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 34, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 34 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 33. Для этого интерцептор 34 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 36 с гидроцилиндром 37, и шкалой выдвижения интерцептора 34, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.The engine is mounted on a test bench and communicates with the aerodynamic inlet device 33 through the flange 35. The device 33 is equipped with an adjustable-controlled retractable interceptor 34, which is installed with the possibility of crossing the air flow supplied to the engine. The interceptor 34 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 33. For this, the interceptor 34 is equipped with an electric drive containing a drive rod 36 with a hydraulic cylinder 37 , and the extension scale of the interceptor 34, graduated in increments of 1% of the inlet cross-sectional area of the air flow supplied to the engine.
Выводят испытуемый ТРД 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 34 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 34 на 73%.The test turbojet engine is brought to the rotor rotation modes from “small gas” (MG) to Max with a step of changing revolutions from mode to mode 0.05 Max and with a sequential iteration to the boundary of loss of gas-dynamic stability. To do this, on each of the modes, the interceptor 34 is successively extended into the air flow section with a step of (1-5)% of the area of the specified section, bringing to the sign of surge. As a result of this test stage, 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 34 is extended by 73%.
Затем путем обратного перемещения интерцептора 34 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости устанавливают, что при смещении интерцептора 34 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by backward movement of the interceptor 34 in the range 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 34 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 34 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ТРД 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 in surging with a maximum introduction of the interceptor 34 at the rotor revolutions, creating a minimum stability margin, the gas-dynamic stability of this type of turbojet operation is established in the full range of engine rotor revolutions.
Таким образом, предложенный турбореактивный двигатель содержит совокупность основных модулей, узлов и сборочных единиц, выполненных с возможностью регулирования подачи воздуха без введения двигатель в помпаж.Thus, the proposed turbojet engine contains a set of basic modules, assemblies and assembly units configured to control the air supply without introducing the engine into the surge.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149522/06U RU144419U1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | TURBOJET |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149522/06U RU144419U1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | TURBOJET |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU144419U1 true RU144419U1 (en) | 2014-08-20 |
Family
ID=51385053
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013149522/06U RU144419U1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | TURBOJET |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU144419U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2674848C1 (en) * | 2017-11-17 | 2018-12-13 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") | Bypass turbojet engine |
-
2013
- 2013-11-07 RU RU2013149522/06U patent/RU144419U1/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2674848C1 (en) * | 2017-11-17 | 2018-12-13 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") | Bypass turbojet engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2487334C1 (en) | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation | |
| RU2555928C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2544410C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2555939C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2551249C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2544686C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU144419U1 (en) | TURBOJET | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| RU142812U1 (en) | Turbojet engine test bench for turbojet AT dynamic stability, aerodynamic devices INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability and aerodynamic devices spoilers INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability | |
| RU2545110C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2555933C2 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2551013C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2544412C1 (en) | Method of operational development of experimental turbojet engine | |
| RU2544634C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU142810U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU144433U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2551142C1 (en) | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| RU144434U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2544636C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2545111C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU142811U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU144423U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2555940C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD9K | Change of name of utility model owner |