RU2487334C1 - Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation - Google Patents
Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2487334C1 RU2487334C1 RU2012114336/06A RU2012114336A RU2487334C1 RU 2487334 C1 RU2487334 C1 RU 2487334C1 RU 2012114336/06 A RU2012114336/06 A RU 2012114336/06A RU 2012114336 A RU2012114336 A RU 2012114336A RU 2487334 C1 RU2487334 C1 RU 2487334C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- turbojet
- gas
- interceptor
- critical
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа турбореактивных, к способам их опытного производства, испытания и доводки, а также промышленного производства и эксплуатации.The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to aircraft engines of the turbojet type, to methods for their pilot production, testing and refinement, as well as industrial production and operation.
Известен турбореактивный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивные сопла и систему управления с командными и исполнительными органами (Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. М.: 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. Moscow: Mashinostroenie, 1984, pp. 17-120).
Известен способ разработки и испытаний авиационных турбореактивных двигателей, заключающийся 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, стр.136-137).There is a known method for the development and testing of aircraft turbojet engines, 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’s flow part when atmospheric conditions change (Yu.A. Litvinov, V.O. . Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines. Moscow: Engineering, 1979, pp. 136-137).
Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа турбореактивных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°С (SU 1151075 А1, опубл. 10.08.2004).A known method for the development and testing of aircraft engines such as turbojet, including the development of specified modes, parameter monitoring and evaluation of resource and reliability of the engine. In order to reduce the test time during engine refinement of 10-20%, tests are carried out with the gas temperature in front of the turbine exceeding the maximum operating temperature by 45-65 ° C (SU 1151075 A1, publ. 10.08.2004).
Известен способ промышленного производства авиационных двигателей типа турбореактивных, включающий изготовление и заводскую сборку силовых, контролирующих, командных и исполнительных агрегатов, блоков и систем двигателя, включая компрессоры, турбины, камеры сгорания, воздушную, топливную и масляную системы и систему управления двигателем (Богуслаев В.А., Качан А.Я., Долматов А.И., Мозговой В.Ф., Кореневский Е.Я. Технология производства авиационных двигателей. Запорожье. Мотор Сич, 2009 [учеб.]; 4.4 Сборка авиационных двигателей, раздел 3, с.26-61).A known method of industrial production of aircraft engines such as turbojet, including the manufacture and factory assembly of power, control, command and executive units, engine blocks and systems, including compressors, turbines, combustion chambers, air, fuel and oil systems and engine control system (Boguslaev V. A., Kachan A.Ya., Dolmatov A.I., Mozgovoy V.F., Korenevsky E.Ya. Production technology of aircraft engines.Zaporozhye.Motor Sich, 2009 [textbook]; 4.4 Assembly of aircraft engines,
Известен способ эксплуатации авиационных двигателей типа ТРД, включающий операции подготовки к работе, периодическое включение, работу двигателя, периодическое обслуживание, текущие и капитальный ремонты (Ю.А.Литвинов, В.О.Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, с.136-137).A known method of operating aircraft engines of the turbojet engine type, including operations for preparing for operation, periodic switching on, engine operation, periodic maintenance, repair and overhaul (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines. Moscow: Engineering, 1979, p.136-137).
Известен способ испытаний турбореактивного двигателя, заключающийся 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 в 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, №, стр.13-15).A known method of testing a turbojet engine, which consists in creating at the entrance to the engine uneven air flow 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 alternately in the input channel, smoothly increasing the unevenness, which leads to an increase in the number of starts and the time for installing the grids in the input channel (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines. Moscow: Engineering, 1979, No. p.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 изобретения заключается в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания авиационных двигателей при повышении надежности определения статистических данных о допустимых границах частотных режимов вращения с обеспечением газодинамической устойчивости авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) на всех этапах от опытного образца двигателя и доводки до серийного промышленного производства и эксплуатации по различным программам, а также данных о допустимых диапазонах частотных режимов вращения компрессоров и турбин, обеспечивающих газодинамическую устойчивость, исключая помпаж.The objective of the invention is to simplify the technology and reduce the labor and energy consumption of the process of testing aircraft engines while increasing the reliability of determining statistical data on the permissible limits of the frequency modes of rotation to ensure gas-dynamic stability of aircraft turbojet engines (turbojet engines) at all stages from a prototype engine and finishing up to serial industrial production and operation under various programs, as well as data on permissible ranges of frequency modes of rotation Compressors and turbines providing gas-dynamic stability, excluding surging.
Поставленная задача в части способа испытания турбореактивного двигателя решается тем, что испытания двигателя согласно изобретению производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство и создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель, для чего вводят во входное устройство регулируемо пересекающий воздушный поток выдвижной интерцептор, предпочтительно, дистанционно управляемый, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова и в последующем используют экспериментально найденную фиксированную точку критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы турбореактивных двигателей, при этом интерцептор не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.The task in part of the method for testing a turbojet engine is solved by the fact that the engine tests according to the invention are carried out on a test bench with an air flow to the engine through the inlet device and create an uneven flow at the inlet, which impedes the air supply to the engine, for which a variable intersecting air is introduced into the input device the flow is a retractable interceptor, preferably remotely controlled, and bring the engine to a surge, fix the boundary of stable operation of the engine, detecting If there are signs of surging, the critical position of the interceptor is marked, the engine is not brought to a stop and then the experimentally found fixed point of the critical position of the interceptor is used to check the gas-dynamic stability of the turbojet engines, while the interceptor is not brought to a critical surge position for a safety margin of 2 -5% of critical.
При этом испытания с доведением двигателя до помпажа для обеспечения репрезентативности результатов могут производить повторно не менее трех, преимущественно пяти раз, и на базе статистически достоверного обобщения многократных результатов градуируют шкалу выдвижений интерцептора, которую в последующих испытаниях используют для задания положений интерцептора, соответствующих заданным режимам испытаний с различными уровнями неравномерностей и снижения поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения с возможностью более надежного вероятностного определения границ устойчивой работы двигателя и приближения к помпажу.At the same time, tests to bring the engine to a surge to ensure representative results can be repeated at least three, mainly five times, and based on a statistically reliable generalization of multiple results, the scale of interceptor extensions is graded, which in subsequent tests is used to set the position of the interceptor corresponding to the specified test modes with different levels of unevenness and reduced flow to the engine in fractions of the critical surge value with in zmozhnostyu probability more reliable delineation engine steady operation and closer to surge.
Поставленная задача в части второго варианта способа испытания турбореактивного двигателя решается тем, что испытания двигателя согласно изобретению производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство и создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель, для чего вводят во входное устройство регулируемо пересекающий воздушный поток выдвижной интерцептор, предпочтительно, дистанционно управляемый, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова; градуируют шкалу положений интерцептора, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения, затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности, которые задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора в положения, соответствующие определенной неравномерности потока, и при положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость испытуемого турбореактивного двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.The task in part of the second variant of the method of testing a turbojet engine is solved by the fact that the tests of the engine according to the invention are carried out on a test bench with an air flow to the engine through the inlet device and create an uneven flow at the inlet, which impedes the air supply to the engine, for which it is adjustable a retractable interceptor crossing the air flow, preferably remotely controlled, and bring the engine to a surge, fix the boundary of stable operation tor, when the signs of timing with surge interceptor mark critical situation, the engine is not brought to a stop; calibrate the scale of the position of the interceptor, corresponding to the growth of irregularities in the aerodynamic flow and a decrease in the flow to the engine in fractions of the critical surge value, then, according to the results of determining the boundary of the stable operation of the compressor of the test engine, determine for one, and if necessary sequentially for the selected volume of representative modes, boundary and intermediate irregularities that are set by sequentially setting the retractable interceptor in position, respectively those with a certain flow non-uniformity, and at positions that are successively close to critical, they perform counter-throttle response according to the following rules: shutter speed at maximum speed, resetting the engine speed by setting the engine control lever to the “low gas” position and when the speed value corresponding to the value of the developed unevenness is reached perform the throttle response of the test turbojet engine to maximum mode by moving the engine control lever to the “maxi” position low revolutions ”and determine the reserves by the gas-dynamic stability of the engine compressor.
Поставленная задача в части способа производства турбореактивного двигателя решается тем, что согласно изобретению проектируют и/или осуществляют привязку с необходимыми изменениями или усовершенствованием под заданные параметры ранее разработанного проектного решения турбореактивного двигателя, изготавливают опытный образец и производят испытания на соответствие заданным параметрам двигателя любым из приведенных выше способов испытания турбореактивного двигателя, проводят доводку, устраняют выявленные недостатки и несоответствия разрабатываемому решению и проводят испытания на определение газодинамической устойчивости работы двигателя, по завершению программы испытаний анализируют полученные результаты, устраняют выявленные недостатки, при необходимости вносят изменения в конструкцию или в отдельные узлы ТРД и считают опытный образец выполненным и соответствующим заданной программе.The problem in terms of the method of manufacturing a turbojet engine is solved by the fact that according to the invention, they design and / or carry out the binding with the necessary changes or improvements to the specified parameters of the previously developed design solution of the turbojet engine, make a prototype and test for compliance with the given engine parameters by any of the above test methods for a turbojet engine, carry out refinement, eliminate identified shortcomings and inconsistencies tviya develops solutions and carry out tests to determine the dynamic stability of the engine operation, the completion of the test program analyzes the results, eliminate identified deficiencies, if necessary, make changes in design or in separate units TRD and consider a prototype made and the appropriate preset program.
Поставленная задача в части турбореактивного двигателя решается тем, что двигатель согласно изобретению выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, реактивное сопло с изменяющимися критическим сечением и вектором тяги, охлаждаемую камеру сгорания и систему управления с командным и исполнительными органами, реализующую вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающему требуемых запасов газодинамической устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, для которых двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепада давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров, при этом двигатель испытан при доводке на определение границ диапазона газодинамической устойчивости работы любым из приведенных выше способов испытания.The problem in terms of a turbojet engine is solved by the fact that the engine according to the invention is double-circuit, contains a housing, turbines with rotors supported on it, compressors, a fuel-pump group, a jet nozzle with a changing critical cross section and a thrust vector, a cooled combustion chamber and a control system with command and executive bodies, which implements the output of the engine from the frequency mode of rotation of the rotor corresponding to the frequency range that does not provide the required reserves of gas-dynamic the stability of the compressors, in the frequency mode, providing the required margin of stability both in situations of intermediate modes for which the jet nozzle is configured to change the critical section, and in situations corresponding to the maximum and afterburning modes of the engine, for which the engine is equipped with a system that provides an increase the pressure drop across the turbines to achieve the required stability margins of the compressors, while the engine was tested while fine-tuning to determine the limits of the range to gas dynamic stability of any of the above test methods.
Поставленная задача по второму варианту в части турбореактивного двигателя решается тем, что двигатель согласно изобретению выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, гидравлические топливную и масляную системы, реактивное сопло с изменяющимися критическим сечением и вектором тяги, охлаждаемую камеру сгорания и систему управления с командным и исполнительными органами, реализующую вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающему требуемых запасов газодинамической устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, для которых двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепада давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров, при этом серийно выпускаемый двигатель после изготовления испытан или включен в состав заводской партии идентичных двигателей, не менее чем один из которых испытан любым из приведенных выше способов испытания на соответствие фактических границ диапазона газодинамической устойчивости работы заданным значениям указанного диапазона.The task of the second embodiment in terms of a turbojet engine is solved by the fact that the engine according to the invention is double-circuit, contains a housing, turbines with rotors supported on it, compressors, a fuel-pump group, hydraulic fuel and oil systems, a jet nozzle with a changing critical section and vector traction, a cooled combustion chamber and a control system with command and executive bodies that implements the output of the engine from the frequency mode of rotation of the rotor, the corresponding range frequencies that do not provide the required reserves of gas-dynamic stability of the compressors, to the frequency mode, which provides the required stability margin both in situations of intermediate modes for which the jet nozzle is capable of changing the critical section, and in situations corresponding to the maximum and afterburning modes of engine operation, which the engine is equipped with a system that provides an increase in the pressure drop across the turbines to achieve the required stability margins of compressors, This commercially available engine after production tested or included in the factory batch of identical engines, at least one of which is tested by any of the above methods of testing for compliance with the actual boundaries of the range of operation specify dynamic stability values specified range.
При этом турбореактивный двигатель может быть выполнен двухвальным и снабжен форсажной камерой сгорания.In this case, the turbojet engine can be double-shaft and equipped with a afterburner.
Гидравлическая масляная система двигателя может быть оснащена двумя насосными группами, разводками маслопровода и форсунками, подающими смазочную жидкость к трущимся узлам, в том числе с возможностью обеспечения бесперебойного снабжения узлов смазочной жидкостью, в том числе в режимах перевернутого полета летательного аппарата и соответствующего положения двигателя.The hydraulic oil system of the engine can be equipped with two pumping groups, oil piping and nozzles supplying lubricating fluid to the rubbing units, including with the possibility of ensuring uninterrupted supply of the units with lubricating fluid, including in the inverted flight mode of the aircraft and the corresponding engine position.
Поставленная задача в части способа промышленного производства турбореактивных двигателей решается тем, что согласно изобретению осуществляют заводскую сборку каждого двигателя, при этом монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессоры, турбины, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также топливную и масляную гидравлические системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы, и производят стендовые испытания любым из приведенных выше способов испытания, промышленно собранного серийного двигателя, в составе которых производят определение границ газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя.The problem in terms of the method of industrial production of turbojet engines is solved by the fact that according to the invention, each engine is factory assembled, while the engine body and power units are mounted, including compressors, turbines, at least one combustion chamber, air, and also fuel and oil hydraulic systems, monitoring, command and actuating elements, blocks and systems, and perform bench tests using any of the above test methods, industrially assembled a single engine, in which the boundaries of the gas-dynamic stability of the engine compressor are determined.
Поставленная задача в части способа капитального ремонта турбореактивного двигателя, преимущественно, после выработки ресурса и/или отказа одного или более агрегатов решается тем, что согласно изобретению производят в необходимом объеме демонтаж и разборку двигателя, диагностируют степень изношенности элементов и агрегатов, осуществляют замену непригодных к дальнейшей работе элементов, деталей и агрегатов, производят восстановительную сборку, испытания отремонтированного двигателя на всех предусмотренных регламентом режимах, в том числе испытывают двигатель на определение границ газодинамической устойчивости работы компрессорно-турбинного блока, при этом указанные испытания производят любым из приведенных выше способов испытания; по результатам испытаний при необходимости осуществляют доводку отремонтированного двигателя, после которой производят повторные испытания на помпаж любым из приведенных выше способов испытания.The problem in terms of the method of overhauling a turbojet engine, mainly after the resource and / or failure of one or more units is exhausted, is solved by the fact that according to the invention, the engine is disassembled and disassembled in the required volume, the degree of deterioration of the elements and units is diagnosed, and replacement of unsuitable for further the operation of elements, parts and assemblies, make a reassembly, test a repaired engine in all the modes prescribed by the regulations, while m. people are testing the engine to determine the boundaries of the gas-dynamic stability of the operation of the compressor-turbine unit, while these tests are carried out using any of the above test methods; according to the test results, if necessary, the refurbished engine is refined, after which repeated surging tests are performed using any of the above test methods.
Поставленная задача в части способа эксплуатации турбореактивного двигателя решается тем, что согласно изобретению включает проверку готовности двигателя к работе перед каждым запуском, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически производят профилактические осмотры и текущие, а также, по меньшей мере, один капитальный ремонт, при этом после капитального ремонта двигатель подвергают стендовым испытаниям, по результатам которых при необходимости производят послеремонтную доводку и выполняют повторные испытания, в том числе, по меньшей мере, на помпаж и определение границ газодинамической устойчивости работы отремонтированного в процессе эксплуатации двигателя, причем указанные испытания выполняют любым из приведенных выше способов испытания.The task in terms of the method of operation of a turbojet engine is solved by the fact that according to the invention includes checking the engine is ready for operation before each start, start, warm up and bring the engine to operating modes specified in the regulations, engine shutdown, periodically perform routine inspections and current, as well as at least one overhaul, and after overhaul, the engine is subjected to bench tests, according to the results of which, if necessary, After the repair, they perform repeated tests, including at least surge and determination of the boundaries of the gas-dynamic stability of the engine repaired during operation, and these tests are performed by any of the above test methods.
Технический результат, обеспечиваемый разработанной совокупностью объектов и признаков группы изобретений, состоит в упрощении технологии и сокращении трудо- и энергоемкости процесса испытания авиационных двигателей на определение газодинамической устойчивости на всех этапах от опытного образца и доводки до серийного промышленного производства и эксплуатации ТРД по различным программам. При этом группой изобретений обеспечивается повышение объемности и надежности статически достоверных данных о допустимых границах частотных режимов вращения ротора с обеспечением газодинамической устойчивости двигателей. Это достигается за счет разработанной в изобретении конструктивной системы выдвижного интерцептора с регулируемым электроприводом, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Разработанная конструкция интерцептора обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступлений воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Предлагаемая технология обеспечивает возможность определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости (ГДУ). Отделяющий двигатель от срыва в помпаж запас ГДУ составляет 2-5% от общего диапазона оборотов ротора в области ГДУ. Применение изобретения открывает возможности проведения испытаний на ГДУ на новом, более высоком уровне и с лучшим качеством испытаний.The technical result provided by the developed set of objects and features of the group of inventions consists in simplifying the technology and reducing the labor and energy intensity of the process of testing aircraft engines to determine gas-dynamic stability at all stages from the prototype and finalizing to serial industrial production and operation of the turbojet engine under various programs. In this case, the group of inventions provides an increase in the volume and reliability of statically reliable data on the permissible limits of the frequency regimes of rotation of the rotor with the provision of gas-dynamic stability of the engines. This is achieved due to the inventive design system of a retractable interceptor with an adjustable electric drive, as well as the developed graduated scale for extending the interceptor into the air flow entering the engine. The developed design of the interceptor ensures the creation of a percentage-adjusted reduction in air intake and created unevenness of the flow to a boundary value at which gas-dynamic stability is maintained. The proposed technology provides the ability to determine the experimentally confirmed margin of gas-dynamic stability (GDU). The margin of the GDU separating the motor from a breakdown in surge is 2-5% of the total rotor speed range in the GDU region. The application of the invention opens up the possibility of testing at the GDU at a new, higher level and with better test quality.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
На фиг.1 изображено входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку.Figure 1 shows the input device of an aerodynamic installation for testing an engine equipped with an interceptor, side view.
На фиг.2 - разрез по А-А на фиг.1, где Ни - высота интерцептора, Dкан - диаметр канала входного устройства.Figure 2 - a section along A-A in Figure 1, wherein H and - the height of the spoiler, D kan - the diameter of the channel of the input device.
В способе испытания турбореактивного двигателя испытания производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство 1. Создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель. Для этого вводят во входное устройство 1 регулируемо пересекающий воздушный поток выдвижной интерцептор 2, предпочтительно, дистанционно управляемый. Доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя. При появлении признаков помпажа засекают отметку критического положения интерцептора 2. Двигатель при этом не доводят до останова. В последующем используют экспериментально найденную фиксированную точку критического положения интерцептора 2 для проверки газодинамической устойчивости работы турбореактивных двигателей. При этом интерцептор 2 не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.In a test method for a turbojet engine, tests are carried out on a test bench with an air flow to the engine through the
Для обеспечения репрезентативности результатов и повышения надежности испытания повторяют не менее трех, преимущественно пяти раз. Градуировку шкалы выдвижений интерцептора выполняют на базе статистически достоверного обобщения многократных результатов. В последующих испытаниях используют полученную шкалу для задания положений интерцептора, соответствующих заданным режимам испытаний с различными уровнями неравномерностей и снижения поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения. Используя найденную критическую точку и отградуированную шкалу, получают возможность более надежного вероятностного определения границ устойчивой работы двигателя и уровня приближения к помпажу.To ensure representative results and increase reliability, the tests are repeated at least three, mainly five times. The graduation scale of the interceptor extensions is performed on the basis of a statistically reliable generalization of multiple results. In subsequent tests, the obtained scale is used to set the interceptor positions corresponding to the given test modes with different levels of unevenness and to reduce the flow to the engine in fractions of the critical surge value. Using the found critical point and a graduated scale, one gets the possibility of a more reliable probabilistic determination of the boundaries of stable engine operation and the level of approach to surging.
По второму варианту способа испытания авиационного турбореактивного двигателя испытания двигателя производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство 1. При этом создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель. Для этого вводят во входное устройство 1 регулируемо пересекающий воздушный поток выдвижной интерцептор 2, предпочтительно, дистанционно управляемый. Доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя. При появлении признаков помпажа засекают отметку критического положения интерцептора 2. Двигатель при этом не доводят до останова. Градуируют шкалу положений интерцептора 2, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения. По результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости для нескольких репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности, которые задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора 2 в положения, соответствующие определенной неравномерности потока. При положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по следующему регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость испытуемого турбореактивного двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты». Определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.According to the second variant of the test method for an aircraft turbojet engine, engine tests are performed on a bench with air flow to the engine through the
В способе производства турбореактивного двигателя проектируют и/или осуществляют привязку с необходимыми изменениями или усовершенствованием под заданные параметры ранее разработанного проектного решения турбореактивного двигателя. Изготавливают опытный образец. Производят испытания на соответствие заданным параметрам двигателя выше изложенными способами испытаний турбореактивных двигателей. Проводят доводку, устраняют выявленные недостатки и несоответствия разрабатываемому решению и проводят испытания на определение газодинамической устойчивости работы двигателя. По завершению программы испытаний анализируют полученные результаты. Устраняют выявленные недостатки, при необходимости вносят изменения в конструкцию или в отдельные узлы ТРД и считают опытный образец выполненным и соответствующим заданной программе.In the method of manufacturing a turbojet engine, they design and / or carry out the binding with the necessary changes or improvements to the specified parameters of the previously developed design solution of the turbojet engine. Make a prototype. Tests are made for compliance with the specified engine parameters as described above for testing turbojet engines. They carry out fine-tuning, eliminate the identified shortcomings and inconsistencies of the developed solution and conduct tests to determine the gas-dynamic stability of the engine. Upon completion of the test program, the results obtained are analyzed. Eliminate the identified shortcomings, if necessary, make changes to the design or to individual nodes of the turbojet engine and consider the prototype completed and corresponding to the given program.
Турбореактивный двигатель (на чертежах не показан) выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, реактивное сопло с изменяющимися критическим сечением и вектором тяги, охлаждаемую камеру сгорания. Двигатель оснащен системой управления с командным и исполнительными органами. Система управления реализует вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающему требуемых запасов газодинамической устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, для которых двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепада давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров. Двигатель испытан при доводке на определение границ диапазона газодинамической устойчивости работы любым из выше изложенных способов испытаний турбореактивных двигателей на газодинамическую устойчивость.The turbojet engine (not shown in the drawings) is double-circuit, contains a housing, turbines with rotors supported on it, compressors, a fuel-pump group, a jet nozzle with a changing critical cross section and a thrust vector, a cooled combustion chamber. The engine is equipped with a control system with command and executive bodies. The control system implements the output of the engine from the frequency mode of rotation of the rotor corresponding to the frequency range that does not provide the required reserves of gas-dynamic stability of the compressors, to the frequency mode that provides the required margin of stability both in situations of intermediate modes for which the jet nozzle is configured to change the critical section, and in situations corresponding to the maximum and afterburning modes of the engine, for which the engine is equipped with a system that provides velichenie pressure differential across the turbine to achieve the required stability margin of compressors. The engine was tested while fine-tuning to determine the boundaries of the range of gas-dynamic stability of operation by any of the above methods for testing gas turbine engines for gas-dynamic stability.
По второму варианту исполнения турбореактивный двигатель (на чертежах не показан) выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, гидравлические топливную и масляную системы, реактивное сопло с изменяющимися критическим сечением и вектором тяги, охлаждаемую камеру сгорания. Двигатель оснащен системой управления с командным и исполнительными органами. Указанная система реализует вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающему требуемых запасов газодинамической устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, для которых двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепада давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров. Серийно выпускаемый двигатель после изготовления испытан или включен в состав заводской партии идентичных двигателей. Не менее чем один из двигателей партии испытан любым из выше изложенных способов испытаний турбореактивных двигателей на соответствие фактических границ диапазона газодинамической устойчивости работы заданным значениям указанного диапазона.According to the second embodiment, the turbojet engine (not shown in the drawings) is double-circuit, contains a housing, turbines with rotors supported on it, compressors, a fuel-pump group, hydraulic fuel and oil systems, a jet nozzle with a changing critical section and a thrust vector, a cooled chamber combustion. The engine is equipped with a control system with command and executive bodies. The specified system implements the output of the engine from the frequency mode of rotation of the rotor corresponding to the frequency range that does not provide the required reserves of gas-dynamic stability of the compressors, to the frequency mode, which provides the required margin of stability both in situations of intermediate modes for which the jet nozzle is configured to change the critical section, and in situations corresponding to the maximum and afterburning modes of the engine, for which the engine is equipped with a system that provides elichenie pressure differential across the turbine to achieve the required stability margin of compressors. A mass-produced engine after manufacture has been tested or included in a factory batch of identical engines. At least one of the batch engines was tested by any of the above methods for testing turbojet engines for compliance with the actual boundaries of the range of gas-dynamic stability of work with the specified values of the specified range.
Турбореактивный двигатель выполнен двухвальным и снабжен форсажной камерой сгорания.The turbojet engine is twin-shaft and equipped with a boost combustion chamber.
Гидравлическая масляная система двигателя оснащена двумя насосными группами, разводками маслопровода и форсунками, подающими смазочную жидкость к трущимся узлам, в том числе с возможностью обеспечения бесперебойного снабжения узлов смазочной жидкостью, в том числе в режимах перевернутого полета летательного аппарата и соответствующего положения двигателя.The hydraulic oil system of the engine is equipped with two pumping groups, oil piping and nozzles supplying lubricating fluid to the rubbing units, including the possibility of ensuring uninterrupted supply of the units with lubricating fluid, including in the aircraft’s inverted flight modes and the corresponding engine position.
В способе промышленного производства турбореактивных двигателей осуществляют заводскую сборку каждого двигателя. Монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессоры, турбины, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также топливную и масляную гидравлические системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы. Производят стендовые испытания промышленно собранного серийного двигателя любым из выше изложенных способов испытаний турбореактивных двигателей, в составе которых производят определение границ газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя.In a method for the industrial production of turbojet engines, each engine is prefabricated. Mount the body and engine power units, including compressors, turbines, at least one combustion chamber, air, as well as fuel and oil hydraulic systems, monitoring, command and actuating elements, blocks and systems. Perform bench tests of an industrially assembled serial engine using any of the above methods for testing turbojet engines, which include determining the boundaries of the gas-dynamic stability of the engine compressor.
В способе капитального ремонта турбореактивного двигателя, преимущественно, после выработки ресурса и/или отказа одного или более агрегатов, производят в необходимом объеме демонтаж и разборку двигателя. Диагностируют степень изношенности элементов и агрегатов. Осуществляют замену непригодных к дальнейшей работе элементов, деталей и агрегатов. Производят восстановительную сборку. Проводят испытания отремонтированного двигателя на всех предусмотренных регламентом режимах. В том числе испытывают двигатель на определение границ газодинамической устойчивости работы компрессорно-турбинного блока. Указанные испытания производят любым из выше изложенных способов испытаний турбореактивных двигателей. По результатам испытаний при необходимости осуществляют доводку отремонтированного двигателя, после которой производят повторные испытания на помпаж любым из упомянутых выше способов испытания на газодинамическую устойчивость.In the method of overhaul of a turbojet engine, mainly after the exhaustion of the resource and / or failure of one or more units, the engine is disassembled and disassembled to the required extent. Diagnose the degree of deterioration of elements and assemblies. Carry out the replacement of elements, parts and assemblies unsuitable for further work. Restore assembly. Carry out tests of the repaired engine in all the modes stipulated by the regulations. Including testing the engine to determine the boundaries of the gas-dynamic stability of the compressor-turbine unit. These tests are performed by any of the above methods for testing turbojet engines. According to the test results, if necessary, the refurbished engine is refined, after which repeated surging tests are carried out using any of the above-mentioned gas-dynamic stability tests.
Способ эксплуатации турбореактивного двигателя включает проверку готовности двигателя к работе перед каждым запуском. Производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя. Периодически производят профилактические осмотры и текущие, а также, по меньшей мере, один капитальный ремонт. После капитального ремонта двигатель подвергают стендовым испытаниям. По результатам испытаний при необходимости производят послеремонтную доводку и выполняют повторные испытания, в том числе, по меньшей мере, на помпаж и определение границ газодинамической устойчивости работы отремонтированного в процессе эксплуатации двигателя. Указанные испытания выполняют любым из выше изложенных способов испытаний турбореактивных двигателей на газодинамическую устойчивость.A method of operating a turbojet engine includes checking that the engine is ready for operation before each start. Start, warm up and output the engine to the operating modes provided by the regulations, engine shutdown. Periodically perform preventive examinations and ongoing, as well as at least one overhaul. After major repairs, the engine is subjected to bench tests. According to the test results, if necessary, post-repair tuning is carried out and repeated tests are carried out, including at least surge and determination of the boundaries of the gas-dynamic stability of the engine repaired during operation. These tests are performed by any of the above methods for testing gas turbine engines for gas dynamic stability.
Пример реализации способа испытания турбореактивного двигателя.An example implementation of a test method for a turbojet engine.
На стадии опытного образца испытанию подвергают двухконтурный ТРД с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.At the prototype stage, a double-turbojet turbojet with a minimum design gas-dynamic stability at a rotor speed of 0.8 Max is tested, where Max is the maximum permissible rotor speed of a given engine.
Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 1 через фланец 3. Указанное устройство 1 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 2, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 2 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 1. Для этого интерцептор 2 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 4 с гидроцилиндром 5, и шкалой выдвижения интерцептора 2, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.The engine is mounted on a test bench and is communicated with the
Выводят испытуемый ТРД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05 Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 2 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 2 на 73%.The test turbojet engine is brought to the rotor rotation modes from “small gas” (MG) to Max with a step of changing revolutions from mode to mode 0.05 Max and with a sequential iteration to the boundary of loss of gas-dynamic stability. To do this, on each of the modes, the
Затем путем обратного перемещения интерцептора 2 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости, устанавливают, что при смещении интерцептора 2 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by backward movement of the
Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 2 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ТРД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.An analysis of the test results is carried out, taking into account that the resulting tests were performed without disruption in surging with a maximum introduction of the
Изложенную выше последовательность испытания ТРД на газодинамическую устойчивость применяют на всех этапах от доводки опытного образца до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных турбореактивных двигателей.The above sequence of tests of turbofan engines for gas-dynamic stability is used at all stages from the development of a prototype to industrial production, operation and overhaul of aircraft turbojet engines.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012114336/06A RU2487334C1 (en) | 2012-04-12 | 2012-04-12 | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012114336/06A RU2487334C1 (en) | 2012-04-12 | 2012-04-12 | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation |
Related Parent Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011153865/06A Division RU2481565C1 (en) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | Gas turbine engine, test method of gas turbine engine (versions), production method of gas turbine engine, adjustment method of gas turbine engine, industrial production method of gas turbine engines, and operating method of gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2487334C1 true RU2487334C1 (en) | 2013-07-10 |
Family
ID=48788323
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012114336/06A RU2487334C1 (en) | 2012-04-12 | 2012-04-12 | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2487334C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2555940C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2556058C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method |
| RU2555935C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2555938C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2583485C1 (en) * | 2015-01-20 | 2016-05-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО | Method of controlling aircraft bypass turbojet engine |
| CN113945387A (en) * | 2021-09-19 | 2022-01-18 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Ground pulley test method for forward-launch-emission system |
| CN114279713A (en) * | 2021-12-24 | 2022-04-05 | 中国民航大学 | Operation inspection method for ground test bed of aviation piston engine |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2162782C2 (en) * | 1996-10-04 | 2001-02-10 | Гололобов Олег Александрович | Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| SU1151075A1 (en) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE |
| RU2243530C1 (en) * | 2003-06-02 | 2004-12-27 | Самарская государственная академия путей сообщения | Test stand for internal combustion engine turbocompressor |
| US20100313639A1 (en) * | 2009-06-11 | 2010-12-16 | Khibnik Alexander I | Gas turbine engine debris monitoring arrangement |
| US20110138897A1 (en) * | 2006-07-12 | 2011-06-16 | Barton Hunter Snow | Method for testing gas turbine engines |
| US20110296810A1 (en) * | 2010-06-07 | 2011-12-08 | General Electric Company | Life management system and method for gas turbine thermal barrier coatings |
-
2012
- 2012-04-12 RU RU2012114336/06A patent/RU2487334C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1151075A1 (en) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE |
| RU2162782C2 (en) * | 1996-10-04 | 2001-02-10 | Гололобов Олег Александрович | Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2243530C1 (en) * | 2003-06-02 | 2004-12-27 | Самарская государственная академия путей сообщения | Test stand for internal combustion engine turbocompressor |
| US20110138897A1 (en) * | 2006-07-12 | 2011-06-16 | Barton Hunter Snow | Method for testing gas turbine engines |
| US20100313639A1 (en) * | 2009-06-11 | 2010-12-16 | Khibnik Alexander I | Gas turbine engine debris monitoring arrangement |
| US20110296810A1 (en) * | 2010-06-07 | 2011-12-08 | General Electric Company | Life management system and method for gas turbine thermal barrier coatings |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| ЛИТВИНОВ Ю.А и др. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1979, с.13-15, 136-137. * |
| ШУЛЬГИН В.А. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. - М.: Машиностроение, 1984, с.17-120. * |
| ШУЛЬГИН В.А. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. - М.: Машиностроение, 1984, с.17-120. ЛИТВИНОВ Ю.А и др. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1979, с.13-15, 136-137. * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2555940C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2556058C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method |
| RU2555935C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2555938C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2583485C1 (en) * | 2015-01-20 | 2016-05-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО | Method of controlling aircraft bypass turbojet engine |
| CN113945387A (en) * | 2021-09-19 | 2022-01-18 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Ground pulley test method for forward-launch-emission system |
| CN113945387B (en) * | 2021-09-19 | 2023-11-28 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Ground pulley test method for hair extension system |
| CN114279713A (en) * | 2021-12-24 | 2022-04-05 | 中国民航大学 | Operation inspection method for ground test bed of aviation piston engine |
| CN114279713B (en) * | 2021-12-24 | 2023-10-24 | 中国民航大学 | Operation inspection method for ground test bed of aviation piston engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2487334C1 (en) | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation | |
| RU2551015C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2551249C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2555928C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2544686C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU2544410C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2544412C1 (en) | Method of operational development of experimental turbojet engine | |
| RU2481565C1 (en) | Gas turbine engine, test method of gas turbine engine (versions), production method of gas turbine engine, adjustment method of gas turbine engine, industrial production method of gas turbine engines, and operating method of gas turbine engine | |
| RU2544634C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU2555939C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2551142C1 (en) | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method | |
| RU2551007C1 (en) | Method of operational development of experimental gas-turbine engine | |
| RU2551013C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2551246C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU2551003C1 (en) | Method of operational development of experimental gas-turbine engine | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| RU142812U1 (en) | Turbojet engine test bench for turbojet AT dynamic stability, aerodynamic devices INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability and aerodynamic devices spoilers INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability | |
| RU2555940C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2545110C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2544632C1 (en) | Operating method of gas-turbine engine and gas-turbine engine operated by means of this method | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU144419U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2551019C1 (en) | Adjustment method of test turbo-jet engine | |
| RU142811U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20140127 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |