RU144425U1

RU144425U1 - TURBOJET

Info

Publication number: RU144425U1
Application number: RU2013149527/06U
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: 2014-08-20

Abstract

1. Турбореактивный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками, предпочтительно, четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, 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 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 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, устан�1. A turbojet engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA), no more than three intermediate guides and an output straightener, and 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 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 is at least two times the number of said 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; 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 installed

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, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных 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-pump group, jet nozzles, and 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).

Известен авиационный турбореактивный двигатель и испытание ТРД, 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 турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с, стр.136-137).Aircraft turbojet engine and turbojet test are known, which consists in measuring parameters according to engine operating conditions 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 turbojet engines. Moscow: Engineering, 1979, 288 s, pp. 136-137).

Известен турбореактивный 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 turbojet 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 work 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, 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 ТРД 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 turbojet 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 various temperature and climatic conditions to results attributed to standard atmospheric conditions by known methods.

Задача полезной модели заключается в разработке авиационного турбореактивного двигателя, совокупность технических решений которого обеспечивает улучшение тяги, повышение ресурса и надежности работы двигателя, а также 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 применительно к полетным циклам двигателя в учебных и боевых условиях в различных регионах и сезонных периодах эксплуатации.The objective of the utility model is to develop an aircraft turbojet engine, the combination of technical solutions of which provides improved thrust, increased service life and reliability of the engine, as well as increased reliability of operational characteristics for various gas-dynamic situations of engine operation, a wide range of combinations of modes and operation cycles in the temperature and climate range conditions typical for different regions and engine operating modes in relation to engine flight cycles ator in training and combat conditions in different regions and seasonal periods of operation.

Поставленная задача решается тем, что турбореактивный двигатель, согласно полезной модели, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, включая 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, 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 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 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 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 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 turbojet engine, according to the utility model, is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VHA), no more than three intermediate guides and an output straightener apparatuses, 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 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 is at least two times the number of said 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; 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 latter, at least by the total axial length of the intermediate housing, the main combustion chamber and the low pressure turbine, and the axis of rotation of the rotary device is relatively horizontal the axis is rotated at an angle of at least 30 °, preferably at (32 ÷ 34) ° clockwise for the right engine and at least at an angle of at least 30 °, preferably at (32 ÷ 34) ° counterclockwise for the left engine; in addition, the KND input guide apparatus is equipped with radial struts consisting of fixed and controllable movable elements, 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 _pr BHA 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 in excess of the total area of aerodynamic shading F _ST created by the frontal projection of the coke and radial struts, in (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.

Статоры КНД и КВД могут 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.Stators KND and KVD can each be made in the form of at least two longitudinal-segment blocks, 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, similar longitudinal-segment blocks are made and nozzle apparatuses of turbines TND and TVD are combined on detachable joints.

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 ТРД 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. Технический результат достигается за счет применения в разработанном турбореактивном двигателе модулей и узлов с принятыми в полезной модели характеристиками, включая конструктивное решение всережимного поворотного реактивного сопла, обеспечивающего регулирование вектора тяги, а также количество и соотношение рабочих колес роторов КВД и КНД, аналогичное соотношение промежуточных направляющих аппаратов статоров указанных компрессов и попарной взаимосвязи по валу КНД-ТНД, КВД-ТВД, что обеспечивает необходимое повышение компрессии рабочего тела в каждом из контуров двигателя. Одновременно в полезной модели обеспечена повышенная достоверность экспериментально проверенных характеристик двигателя, в том числе с включением в объем испытаний многоцикловой программы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов, что позволяет повысить корректность оценки ресурса и надежности работы двигателя на всех этапах от доводки до промышленного производства и летной эксплуатации ТРД и обеспечивает повышенный ресурс двигателя в полетных условиях на высокоманевренных самолетах.The technical result provided by the given set of features consists in the development of a turbojet engine with improved operational characteristics and more reliable determination of the boundaries of possible thrust variation within the acceptable 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. The technical result is achieved through the use in the developed turbojet engine of modules and assemblies with the characteristics adopted in the utility model, including a constructive solution for an all-mode rotary jet nozzle that provides thrust vector control, as well as the number and ratio of impellers of the HPC and KND rotors, a similar ratio of intermediate guide vanes stators of these compresses and pairwise relationship along the shaft KND-TND, KVD-TVD, which provides the necessary increase in compression Static preparation body in each of the motor circuits. At the same time, the utility model provides increased reliability of experimentally tested engine characteristics, including the inclusion in the test volume of a multi-cycle program with multiple alternating modes in the entire operating spectrum with a different range of regime change ranges, which makes it possible to increase the accuracy of the resource estimation and engine operation reliability at all stages from fine-tuning to industrial production and flight operation of turbojet engines and provides increased engine life in flight conditions at high maneuverable aircraft.

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 КНД, вид сверху.figure 2 - input guide apparatus KND, top view.

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, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.The gas generator includes assembly units - a high pressure compressor 9, 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. Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 15, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 16 и выходной спрямляющий аппарат 17.KVD 9 includes a stator, as well as a rotor with a shaft 12 and a system of impellers 13 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. The stator of the KVD 9 contains an input guide device 15 , no 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 поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство 22, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере 21 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 23, прикрепленное к поворотному устройству 22 с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги.Behind the gas generator, a low pressure turbine 18, a mixer 19, a frontal device 20, an afterburner 21 of combustion and a rotary jet nozzle including a rotary device 22 are fixedly, preferably detachably attached to the afterburner 21 of the combustion, and an adjustable jet nozzle 23 is attached to the rotary device 22 with the possibility of performing together with the movable element of the last turns to change the direction of the thrust vector.

Вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания во внешнем контуре 24 установлен воздухо-воздушный теплообменник 25, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.Around the body of the main combustion chamber 10, an air-air heat exchanger 25, assembled from at least sixty tubular block modules, is installed in the external circuit 24.

Также двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, установленную над промежуточным корпусом 2.The engine also contains a box of drives of motor units mounted above the intermediate housing 2.

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.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.

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 KBД-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 an autonomous shaft 12 of the KBD-TVD rotor, coaxially rotatably covering the shaft 6 of the KND-TND rotor in part length and made shorter than the last by at least the total axial length of the intermediate housing 2, the basis of the combustion chamber 10 and the low pressure turbine 18.

Ось вращения поворотного устройства 22 относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷4)° 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.The axis of rotation of the rotary device 22 relative to the horizontal axis is rotated by an angle of at least 30 °, preferably by (32 ÷ 4) ° 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.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 26, равномерно разнесенными, преимущественно, в нормальной к оси двигателя плоскости входного сечения, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.The input guide apparatus 3 of the KND 1 is equipped with radial struts 26 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 26. Длина радиальных стоек 26 ограничена наружным и внутренним кольцами 27 и 28 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 26 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 of the KND 1 preferably contains twenty-three radial struts 26. The length of the radial struts 26 is limited by the outer and inner rings 27 and 28, respectively, of the BHA. At least part of the radial struts 26 is combined 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 KND 1 rotor.

Площадь фронтальной проекции входного проема F_вх. _пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 29, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 27 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 28 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока 30 и радиальных стоек 26, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 27 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 29, bounded by a larger radius by the inner contour of the outer ring 27 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 30 and radial racks 26, (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 27 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 31 турбин 11 и 18 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 31 of turbines 11 and 18, respectively, of high and low pressure, are made and combined on detachable joints.

Ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси ТРД 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 turbojet engine down an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).

ТРД вариантно проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора. Двигатель испытан на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством (на чертежах не показано) с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях.The turbofan engine is variantly tested for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor. The engine is tested at the stand. The stand is equipped with an aerodynamic inlet device (not shown in the drawings) with an adjustable crossover air flow, mainly remotely controlled by a retractable interceptor with a graduated interceptor position scale having a fixed critical point that separates the engine by 2-5% from the surge, if necessary, with a repeat of the test on a set of modes determined by the regulations corresponding to the modes characteristic of the subsequent real operation 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 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.

ТРД 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 турбореактивного двигателя при изменении атмосферных условий. По результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель ТРД. Затем по математической модели определены параметры турбореактивного 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 турбореактивных двигателей.The turbojet engine was variantly tested 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 flow part of the turbojet engine with changing atmospheric conditions. Based on the results of bench tests, a mathematical model of turbojet engines was created and adjusted. Then, using a mathematical model, the parameters of a turbojet 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 turbojet engines.

ТРД 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 турбореактивного 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 турбореактивного двигателя.Turbojet engine 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 turbojet engine, in aggregate, exceeding 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 combat and training use of a turbojet engine.

Пример реализации испытания ТРД по одной из программ, а именно, испытания ТРД по многоцикловой программе.An example of the implementation of the turbofan engine test according to one of the programs, namely, the turbofan engine test according to the multi-cycle program.

Испытанию подвергают ТРД с проектным ресурсом 500 часов общей наработки до первого капитального ремонта. В указанном ресурсе задана наработка 20 час на максимальном режиме, из них 5 час на полном форсированном режиме. Формируют типовые полетные циклы (ТПЦ) и устанавливают заданное время работы двигателя 1 ч, эквивалентное полетному времени летательного аппарата (ЛА) по принятому ТПЦ. На основании ТПЦ расчетным путем определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое эквивалентное по повреждаемости количество циклов при испытаниях. В данном варианте принимают следующий состав нагрузочных испытательных циклов - выполнение 700 (400+300) запусков с выходом соответственно на максимальный и форсированные режимы, а также 400 приемистостей от режима «малый газ» (МГ) до максимального (Макс.) и 300 с режима 0,8 Макс. до форсированного (Фор) режима.A turbojet engine with a design resource of 500 hours of total running time is tested, until the first overhaul. In the indicated resource, the operating time is set to 20 hours at maximum mode, of which 5 hours at full forced mode. Typical flight cycles (TFCs) are formed and a predetermined engine operating time of 1 h is set, which is equivalent to the flight time of an aircraft (LA) according to the adopted TOC. Based on the fuel processing center, the damage to the most loaded parts is determined by calculation. On the basis of this, the required equivalent damage number of cycles during the tests is determined. In this embodiment, the following set of load test cycles is taken - performing 700 (400 + 300) starts with reaching the maximum and forced modes, respectively, as well as 400 pick-ups from the “low gas” (MG) mode to the maximum (Max.) And 300 from the mode 0.8 max. before the forced (For) mode.

Устанавливают коэффициент запаса на требуемое количество испытательных нагрузочных циклов и времени наработки К=1,2.Set the safety factor for the required number of test load cycles and operating hours K = 1.2.

Формируют полный объем ресурсных испытаний и разрабатывают программу проведения испытаний:Form the full scope of life tests and develop a test program:

1. Общую наработку при проведении ресурсных испытаний принимают 500*1,2=600 ч, из них наработку на максимальном режиме принимают (20-5)*1,2=18 ч, а на форсированном режиме 5*1,2=6 ч.1. The total operating time during the life tests is 500 * 1.2 = 600 hours, of which the maximum operating time is (20-5) * 1.2 = 18 hours, and in the forced mode 5 * 1.2 = 6 hours .

2. Принимают продолжительность этапа испытаний 5 ч, и определяют количество пятичасовых этапов 600:5=120.2. Take the duration of the test phase 5 hours, and determine the number of five-hour steps 600: 5 = 120.

3. Устанавливают количество запусков с учетом коэффициента запаса 700*1,2=840, а также от МГ до Макс 400*1,2=480 и от 0,8 Макс до Фор 300*1,2=360.3. Set the number of starts taking into account the safety factor of 700 * 1.2 = 840, as well as from MG to Max 400 * 1.2 = 480 and from 0.8 Max to Fore 300 * 1.2 = 360.

4. Каждый пятичасовой этап включает 840:120=7, приемистостей от режима МГ до Макс 480:120=4 и приемистостей с режима 0,8 Макс до Фор 360:120=3, а также наработку на максимальном и форсированном режимах 18*60:120=9 мин. 360:120=3 мин.4. Each five-hour stage includes 840: 120 = 7, pick-ups from the MG mode to Max 480: 120 = 4 and pick-ups from the 0.8 Max mode to For 360: 120 = 3, as well as the operating time at maximum and forced modes 18 * 60 : 120 = 9 minutes 360: 120 = 3 min.

5. Устанавливают последовательность испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим МГ и останов. Затем предусматривают цикл длительной работы с многократным чередованием нагрузочных циклов с размахом диапазонов изменения режимов от МГ до Макс и 0,8 Макс до Фор в пределах установленного выше объема испытательных этапов.5. Set the sequence of test cycles - quick exit to maximum or full forced mode, quick reset to MG mode and stop. Then, a long-term operation cycle is provided with multiple alternation of load cycles with a range of regime change ranges from MG to Max and 0.8 Max to For within the range of the test stages established above.

Выполняют испытания ТРД по указанной программе. Затем проводят дефектацию двигателя и анализ результатов испытаний, по которым принимают решение о признании двигателя выдержавшим испытания.Perform tests of turbofan engines according to the specified program. Then the engine is faulted and the test results are analyzed, according to which a decision is made to recognize the engine as tested.

Claims

1. A turbojet engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA), no more than three intermediate guides and an output straightener, and 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 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 is at least two times the number of said 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; 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 latter, at least by the total axial length of the intermediate housing, the main combustion chamber and the low pressure turbine, and the axis of rotation of the rotary device is relatively horizontal the axis is rotated at an angle of at least 30 °, preferably 32 ÷ 34 °, clockwise for the right engine and at least 30 °, preferably 32 ÷ 34 °, counterclockwise for the left engine; in addition, the KND input guide apparatus is equipped with radial racks consisting of fixed and controllable movable elements, 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 turbojet engine according to claim 1, characterized in that the inlet guide vane (VNA) of the low-pressure rotor contains preferably twenty-three radial struts, the length of which is limited by the outer and inner rings of the VNA, with at least a portion of the radial struts 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 turbojet engine according to claim 2, characterized in that the frontal projection area of the inlet opening F _in.pr. VNA rings, exceeding the total area of aerodynamic shading F _Z 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 , limited radius of the inner contour of the outer ring of the VNA in the plane of the entrance opening.

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

5. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that the axis of the rotary jet nozzle is made deviated from the axis of the engine downward by an angle of 2 ° ÷ 3 ° 30 ′ in the neutral position of the engine.