RU144433U1

RU144433U1 - GAS TURBINE ENGINE

Info

Publication number: RU144433U1
Application number: RU2013149558/06U
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Артюхов; Дмитрий Юрьевич Еричев; Игорь Александрович Кондрашов; Виктор Викторович Куприк; Ирик Усманович Манапов; Евгений Ювенальевич Марчуков; Дмитрий Алексеевич Мовмыга; Константин Сергеевич Поляков; Сергей Анатольевич Симонов; Николай Александрович Кононов; Юрий Геннадиевич Шабаев; Вадим Николаевич 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. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, 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, 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; 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, при этом ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном1. A gas turbine engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules and assembly units, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VNA), no more than three intermediate guides and an output straightener 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; the main combustion chamber and the 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 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 (32 ÷ 34) °, counterclockwise for the left engine, the axis of the rotary jet nozzle is made deviated from the axis of the engine down by an angle that is neutral

Description

Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно, к авиационным газотурбинным двигателям, стендам для испытания газотурбинных двигателей на газодинамическую устойчивость, входным аэродинамическим устройствам стендов для испытания газотурбинных двигателей на газодинамическую устойчивость, интерцепторам входных аэродинамических устройств стендов для испытания газотурбинных двигателя на газодинамическую устойчивость.The utility model relates to the field of aircraft engine building, namely, to aircraft gas turbine engines, stands for testing gas turbine engines for gas dynamic stability, inlet aerodynamic devices of stands for testing gas turbine engines for gas dynamic stability, interceptors of input aerodynamic devices of stands for testing gas turbine engines for gas turbine engines.

Известен двухконтурный, двухвальный газотурбинный двигатель (ГТД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва, изд. «Наука», 2011 г., стр.41-46, рис.1.24).Known double-circuit, twin-shaft gas turbine engine (GTE), including turbocompressor complexes, one of which contains a compressor and a low pressure turbine mounted on one shaft, and the other contains a compressor and a high pressure turbine, an intermediate separation housing, similarly combined on the other shaft, coaxial with the first between the aforementioned compressors, the external and internal circuits, the main and afterburner combustion chambers, a chamber for mixing gas-air flows of the working fluid and an adjustable nozzle (N.N. Siroti and others. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow, Nauka Publishing House, 2011, pp. 41-46, Fig. 1.24).

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

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

Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, который дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником-охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Регулируемый интерцептор установлен на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора (RU 2199727 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 данной группы полезных моделей, объединенных единым творческим замыслом, заключается в разработке газотурбинного двигателя, совокупность технических решений которого обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик и возможность оптимального регулирования допустимой тяги в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора ГТД без вхождения двигателя в помпаж, а также в разработке стенда, входного аэродинамического устройства и интерцептора для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги со снижением при этом трудо- и энергоемкости испытаний.The objective of this group of utility models, united by a single creative concept, is to develop a gas turbine engine, the combination of 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 gas turbine compressor without the engine entering the surge, as well as in the development of the stand , an input aerodynamic device and an interceptor for testing a gas turbine engine for a gas dynamic stability with increasing reliability of determining the boundaries of the permissible range of variation of thrust with a decrease in the labor and energy intensity of tests.

Поставленная задача в части газотурбинного двигателя решается тем, что газотурбинный двигатель, согласно полезной модели, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, 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, 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; 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, при этом ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3° 30'); 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 наружного и внутреннего контуров, причем в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.The problem in terms of the gas turbine engine is solved by the fact that the gas turbine engine, according to the utility model, is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules and assembly units, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA), not more than three intermediate guides and an 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; the main combustion chamber and the 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 by an angle of not less than 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° clockwise for the right engine and by an angle of not less than 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° counterclockwise for the left engine, the axis of the rotary jet nozzle is deviated from the axis of the engine down by an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 '); 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 of the external and internal circuits, and in the external circuit around the main combustion chamber body an air-air heat exchange is installed nick collected from at least sixty tubular block modules.

При этом статоры КНД и КВД 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 are each 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, in addition, similar and longitudinal-segment blocks are made and combined on detachable connections nozzle apparatuses of turbines TND and TVD.

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, основной камеры сгорания и турбины низкого давления;KND is combined with a high-pressure pump on a shaft with the possibility of transmitting torque from a specified turbine, and a high-pressure valve is combined with a high-pressure pump with the possibility of receiving the latest torque from a high-pressure turbine through a stand-alone rotor shaft of a high-pressure turbine engine, coaxially rotatably covering the rotor shaft of a low-pressure turbine pump lengths and shorter than the last, at least by the total axial length of the intermediate casing, the main combustion chamber and the low pressure turbine;

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 F_{вx. 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 entrance aperture F _{in. 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.

Поставленная задача в части стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость решается тем, что для экспериментальной проверки газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора, согласно полезной модели, стенд содержит входное аэродинамическое устройство, снабженное установленным с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока и дистанционного управления выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.The problem in terms of the stand for testing the gas turbine engine for gas dynamic stability is solved by the fact that for the experimental check of the gas turbine engine for gas dynamic stability of the compressor, according to the utility model, the stand contains an inlet aerodynamic device equipped with a retractable interceptor installed with the possibility of adjustable intersection of the air flow and remote control with a calibrated scale of positions of the interceptor, having a fixed critical a point separating the tested engine by 2-5% from the transition to surging, and made with the possibility of testing the engine in the modes corresponding to the modes characteristic of the subsequent real work in flight conditions.

Поставленная задача в части входного аэродинамического устройства, стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость решается тем, что согласно полезной модели входное аэродинамическое устройство установлено на стенде с возможностью подачи воздушного потока в испытуемый ГТД и снабжено размещенным в нем с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока и дистанционного управления выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.The task in terms of the inlet aerodynamic device, the stand for testing the gas turbine engine for gas dynamic stability is solved by the fact that according to the utility model, the inlet aerodynamic device is installed on the stand with the possibility of supplying air flow to the test gas turbine engine and equipped with an adjustable intersection of air flow and remote control of a retractable interceptor with a graduated scale of positions of the interceptor having a fixed critical point ku, separating the tested engine by 2-5% from the transition to surge, and performed with the possibility of testing the engine in modes corresponding to the modes characteristic of subsequent real work in flight conditions.

Поставленная задача в части интерцептора входного аэродинамического устройства стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора решается тем, что согласно полезной модели интерцептор выполнен выдвижным с возможностью дистанционного управления и установлен во входном аэродинамическом устройстве с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока, при этом снабжен отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.The task in terms of the interceptor of the inlet aerodynamic device of the bench for testing the gas turbine engine for gas-dynamic stability of the compressor is solved by the fact that according to the utility model, the interceptor is retractable with remote control and installed in the inlet aerodynamic device with adjustable intersection of the air flow, with a graduated scale positions of the interceptor having a fixed critical point separating the subject th engine at 2-5% in transition from surging and software adapted for engine test capabilities corresponding modes modes characteristic of the subsequent actual operation in flight conditions.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков группы полезных моделей, объединенных единым творческим замыслом, состоит в разработке ГТД 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 газотурбинном двигателе модулей и узлов, предлагаемая совокупность технических решений которых обеспечивает общее увеличение тяги, расширение диапазона уверенного маневрирования в полетных условиях при снижении риска перехода в помпаж за счет более точного определения экспериментально выверенных границ диапазона газодинамической устойчивости компрессора посредством разработанных в группе полезных моделей стенда с входном аэродинамическом устройством и интерцептором для испытания ГДТ на газодинамическую устойчивость.The technical result provided by the given set of features of a group of utility models, united by a single creative concept, consists in the development of gas turbine engines 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 gas turbine engine, the proposed set of technical solutions of which provides a general increase in thrust, widening the range of confident maneuvering in flight conditions while reducing the risk of transition to surging due to more accurate determination of experimentally verified boundaries of the compressor's gas-dynamic stability range by means of the developed in the group of utility models of the test bench with an inlet aerodynamic device and an interceptor for testing GDT on gas-dynamic stability.

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

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

на фиг.2 - входной направляющий аппарат компрессора низкогоfigure 2 - input guide apparatus of the compressor low

давления, вид сверху;pressure, top view;

на фиг.3 - входное устройство аэродинамической установки дляfigure 3 - input device of the aerodynamic installation for

испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;tests of an engine equipped with an interceptor, side view;

на фиг.4 - разрез по А-А на фиг.3, где Н_и - высота интерцептора, D_кан - 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.

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

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

Газогенератор содержит сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления со статором, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.The gas generator contains 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.

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 ').

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 наружного и внутреннего контуров 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 flows of 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.

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.

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.

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 F_{вx. 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 30 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, 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 F_плн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 29 ВНА в плоскости входного проема.The area of the frontal projection of the entrance aperture F _{in. 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 at a larger radius by the inner contour of the outer ring 29 of the BHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring 30 of the BHA, exceeding the total area of aerodynamic shading F _ST created frontal projection of Coca 32 and radial racks 28, (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 29 VNA in the plane of the inlet opening.

Двигатель проверен на газодинамическую устойчивость работы компрессора на стенде для испытания ГТД.The engine was tested for gas-dynamic stability of the compressor at the bench for testing the gas turbine engine.

Стенд для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора содержит входное аэродинамическое устройство 33, снабженное выдвижным интерцептором 34. Интерцептор 34 установлен с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока, и выполнен, преимущественно, дистанционно управляемым с отградуированной шкалой положений интерцептора. Шкала имеет фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Шкала положений интерцептора 34 выполнена с обеспечением возможности испытаний двигателя на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.The bench for testing the gas turbine engine for gas-dynamic stability of the compressor operation includes an inlet aerodynamic device 33 provided with a retractable interceptor 34. The interceptor 34 is mounted with adjustable intersection of the air flow and is made mainly remotely controlled with a graduated scale of interceptor positions. The scale has a fixed critical point that separates the test engine by 2-5% from the transition to surge. The scale of the positions of the interceptor 34 is made with the possibility of testing the engine at a certain set of modes according to the regulations, corresponding to the modes characteristic of subsequent real work in flight conditions.

Входное аэродинамическое устройство 33 испытательного стенда для экспериментальной проверки газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора установлено на стенде с возможностью подачи воздушного потока в испытуемый ГТД. Входное аэродинамическое устройство 33 снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 34 с отградуированной шкалой положений интерцептора. Шкала имеет фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполнена с обеспечением возможности испытаний двигателя на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.The aerodynamic inlet device 33 of the test bench for experimental verification of the gas turbine engine for gas-dynamic stability of the compressor is installed on the bench with the possibility of supplying air flow to the tested gas turbine engine. The inlet aerodynamic device 33 is provided with an adjustable intersecting air flow, mainly a remotely controlled retractable interceptor 34 with a graduated scale of the position of the interceptor. The scale has a fixed critical point that separates the tested engine by 2-5% from the transition to surge, and is made with the possibility of testing the engine on a set of modes defined by the regulations, corresponding to the modes characteristic of subsequent real work in flight conditions.

Интерцептор 34 входного аэродинамического устройства 33 стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора выполнен выдвижным. Преимущественно, дистанционно управляемым. Интерцептор 34 установлен во входном аэродинамическом устройстве 34 с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока. Интерцептор 34 снабжен отградуированной шкалой положений интерцептора. Шкала имеет фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполнена с обеспечением возможности испытаний двигателя на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.The interceptor 34 of the inlet aerodynamic device 33 of the stand for testing the gas turbine engine for gas-dynamic stability of the compressor is made retractable. Mostly remotely controlled. The interceptor 34 is installed in the inlet aerodynamic device 34 with the possibility of adjustable intersection of the air flow. The interceptor 34 is provided with a graduated scale of interceptor positions. The scale has a fixed critical point that separates the tested engine by 2-5% from the transition to surge, and is made with the possibility of testing the engine on a set of modes defined by the regulations, corresponding to the modes characteristic of subsequent real work in flight conditions.

При испытаниях ГТД на указанном стенде 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.When testing a gas turbine engine at the specified test bench, the region of gas-dynamic stability of engine operation was experimentally confirmed, including for the mode with the smallest margin of the gas turbine engine with on-board 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 phases of the rotation frequency corresponding to the values of intermediate irregularities with a check of engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is installed Lemma to the "maximum speed" with the resultant determination stocks dynamic stability of the engine compressor.

Пример реализации испытания газотурбинного двигателя на ГДУ на стенде с входным аэродинамическим устройством и интерцептором.An example of the implementation of testing a gas turbine engine at a gas turbine engine at a bench with an aerodynamic inlet device and an interceptor.

На стадии разработки испытанию подвергают двухконтурный ГТД с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.At the development stage, a double-circuit gas turbine engine is tested with a minimum design gas-dynamic stability at a rotor speed of 0.8 Max, where Max is the maximum allowable rotor speed of a given engine.

Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 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 ГТД 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 tested gas turbine engine is brought to the rotor rotation modes from “small gas” (MG) to Max with a step of changing revolutions from mode to 0.05 Max mode 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 ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.An analysis of the test results is carried out, taking into account that the resulting tests were performed without disruption in surging with the maximum introduction of the interceptor 34 at the rotor revolutions, creating a minimum margin of stability, the gas-dynamic stability of this type of gas turbine engine is established in the full range of engine rotor revolutions.

Предложенный турбореактивный двигатель содержит совокупность основных модулей, узлов и сборочных единиц, выполненных с возможностью регулирования подачи воздуха без введения двигатель в помпаж, которые проверены посредством предложенного сочетания устройств для испытаний ТРД на газодинамическую устойчивость компрессора с упрощенной технологией и сокращением трудо- и энергоемкости испытаний. Предложенная совокупность технических решений построена на применении выдвижного интерцептора с регулированием подачи воздуха без останова процесса испытания, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Выдвижной интерцептор обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступления воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Такая технология испытания ТРД обеспечивает возможность надежного определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости. Применение предлагаемой группы полезных моделей открывает возможность обеспечить работу ТРД в допустимом диапазоне ГДУ на новом, более высоком уровне надежности и эксплуатации с лучшим качеством.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, which are verified by the proposed combination of devices for testing the turbojet engine for the gasdynamic stability of the compressor with simplified technology and reducing labor and energy consumption of the tests. The proposed set of technical solutions is based on the use of a retractable interceptor with air supply control without stopping the test process, as well as the developed graduated scale for extending the interceptor into the air flow entering the engine. A retractable interceptor provides the creation of a percentage-adjusted reduction in air intake and created uneven flow to a boundary value at which gas-dynamic stability is maintained. This technology for testing turbofan engines provides the ability to reliably determine the experimentally confirmed margin of gas-dynamic stability. The application of the proposed group of utility models opens up the possibility of ensuring the operation of the turbojet engine in the allowable range of hydraulic control units at a new, higher level of reliability and operation with better quality.

Claims

1. A gas turbine engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules and assembly units, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VNA), no more than three intermediate guides and an output straightener 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; the main combustion chamber and the 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 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 (32 ÷ 34) °, counterclockwise for the left engine, the axis of the rotary jet nozzle is deviated from the axis of the engine down by an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 '); 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 possibility of absorbing 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, sharing air coming from the low pressure switch into two flows of the external and internal circuits, and an air-air heat exchange is installed in the external circuit around the main combustion chamber body A diary assembled from at least sixty tubular block modules.

2. The gas turbine 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 blocks, connected mainly on detachable joints with the possibility of disassembly for repair or replacement of parts of the corresponding module, except Moreover, in the form of similar longitudinal-segment blocks, the nozzle apparatuses of the high pressure turbine and turbine engine turbines are made and combined on detachable joints.

3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the low-pressure oil pump is combined with a high-pressure fuel pump via a shaft with the possibility of transmitting torque from the specified turbine, and the high-pressure fuel pump is combined with a high-pressure fuel pump with the possibility of receiving the latest torque from the high-pressure turbine through the autonomous shaft of the high-pressure turbine engine coaxially rotatably enclosing the rotor shaft of the KND-TND in parts of length and made shorter than the latter, at least by the total axial length of the intermediate casing, the main combustion chamber and the low-pressure turbine;

4. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the stator KVD contains an input guide vane, no more than eight intermediate guides and an output rectifier.

5. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the inlet guide apparatus of the low-pressure compressor is equipped with radial struts 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.

6. The gas turbine engine according to claim 5, characterized in that the inlet guide apparatus of the low-pressure compressor contains, preferably, twenty-three radial racks, the length of which is limited by the outer and inner rings of the BHA, while at least part of the radial racks are aligned with the channels 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 compressor rotor.

7. The gas turbine engine according to claim 5, characterized in that the frontal projection area of the inlet opening P _{in. etc.} VNA KND, geometrically determining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring of the BHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring of the BHA, made larger than the total area of aerodynamic shading F _ST created by the frontal projection of the coke and radial struts, 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.

8. A stand for testing the gas turbine engine for gas dynamic stability (GDU) of the compressor, characterized in that the stand contains an inlet aerodynamic device equipped with a retractable interceptor installed with the possibility of adjustable intersection of the air flow and remote control with a calibrated scale of interceptor positions having a fixed critical point, separating the test engine by 2-5% from the transition to surge, and performed with the possibility of testing the engine in modes corresponding to the modes characteristic of subsequent real work in flight conditions.

9. The aerodynamic inlet device of the stand for testing the gas turbine engine for gas-dynamic stability of the compressor, characterized in that it is mounted on the stand with the possibility of supplying air flow to the test gas turbine engine and equipped with a adjustable interceptor with a graduated scale placed with the possibility of adjustable intersection of the air flow and remote control the position of the interceptor having a fixed critical point separating the test engine by 2-5% from the transition to surge, and performed with the possibility of testing the engine in the modes corresponding to the modes characteristic of the subsequent real work in flight conditions.

10. The interceptor of the input aerodynamic device of the bench for testing the gas turbine engine for gas-dynamic stability of the compressor, characterized in that it is retractable with remote control and installed in the input aerodynamic device with the possibility of adjustable intersection of the air flow, and is equipped with a graduated scale of position of the interceptor, which has a fixed the critical point separating the test engine by 2-5% from the transition to surge, and performed with providing the ability to test the engine in modes corresponding to the modes characteristic of subsequent real work in flight conditions.