RU2544409C1

RU2544409C1 - Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method

Info

Publication number: RU2544409C1
Application number: RU2013149480/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Артюхов; Дмитрий Юрьевич Еричев; Владимир Валентинович Кирюхин; Игорь Александрович Кондрашов; Виктор Викторович Куприк; Ирик Усманович Манапов; Евгений Ювенальевич Марчуков; Дмитрий Алексеевич Мовмыга; Сергей Анатольевич Симонов; Юрий Геннадьевич Шабаев; Николай Павлович Селиванов
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date: 2013-11-07
Filing date: 2013-11-07
Publication date: 2015-03-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to air-engine building, namely to air turbojets. In the method of batch manufacturing of the turbojet the details are manufactured and assembly units, elements and assemblies of modules and systems of the engine are completed. The modules are assembled in minimum number of eight - from the low pressure compressor to all-mode adjustable jet nozzle. The engine is assembled module-by-module which is designed as double-circuit with two shafts. After assembly the engine is tested according to the multi-cycle program. When performing the test steps, alteration of the modes, which exceed as to duration the configured flight time, is performed. Typical flight cycles are formed, based on which damageability of the most loaded parts is determined as per the programme. The required number of loading cycles during the test is determined based on the above. Full scope of tests is formed, including a quick change of cycles in the complete register from quick selection of maximum or full augmented power mode till complete stop of the engine, and then, representative cycle of continuous operation with multiple alteration of modes in the whole working spectrum with various span of range of the mode change, which exceeds the flight time at least by 5 times. Quick selection of maximum or augmented power mode in some part of the test cycle is performed at the rate of acceleration and discharge.

EFFECT: improvement of reliability of tests results at the phase of batch manufacture and expansion of a representativeness of resource assessment and reliability of operation of the gas-turbine engine in the wide range of regional and seasonal conditions of the subsequent flight operation of engines.

12 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to aircraft turbojet engines.

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

Известен турбореактивный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. -М.: изд. Машиностроение, 1984, стр.17-120).A well-known turbojet engine, which is double-circuit, contains a housing supported by compressors and turbines, a cooled combustion chamber, a fuel-pump group, jet nozzles, and a control system with command and executive bodies (Shulgin V.A., Gaysinsky S.Ya Dual-circuit turbojet engines of low-noise aircraft. -M .: Mashinostroenie ed., 1984, pp. 17-120).

Известен способ испытания турбореактивного двигателя по определению ресурса и надежности работы, заключающийся в чередовании режимов при выполнении этапов длительностью, превышающей время полета. Двигатель испытывают поэтапно. Длительность безостановочной работы на стенде и чередование режимов устанавливают в зависимости от назначения двигателя (Л.С. Скубачевский. Испытание воздушно-реактивных двигателей. -М.: Машиностроение, 1972, с.13-15).There is a method of testing a turbojet engine to determine the resource and reliability, which consists in the alternation of modes when performing stages lasting longer than the flight time. The engine is tested in stages. The duration of non-stop work at the stand and the alternation of modes are set depending on the purpose of the engine (L.S. Skubachevsky. Test of jet engines. -M.: Mashinostroenie, 1972, p.13-15).

Известен способ 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°C (SU 1151075 А1, опубл. 10.08.2004).A known method of testing aircraft engines of the turbojet type, including the development of predetermined 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).

Общими недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний и недостаточно высокая оценка ресурса и надежности работы двигателя в широком диапазоне полетных режимов и условий эксплуатации вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний к результатам, отнесенным к стандартным условиям эксплуатации двигателя известными способами, которые не учитывают с достаточной корректностью изменение параметров и режимов работы двигателя. Это осложняет возможность приведения экспериментальных параметров испытаний к параметрам, максимально приближенным к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации.Common disadvantages of these known technical solutions are the increased labor and energy intensity of tests and insufficiently high assessment of the resource and reliability of the engine in a wide range of flight modes and operating conditions due to the inadequacy of the program to bring specific test results to the results referred to standard engine operating conditions by known methods, which with sufficient accuracy, do not take into account changes in the parameters and operating modes of the engine. This complicates the possibility of bringing the experimental test parameters to parameters that are as close as possible to the real structure and the specific ratio of the engine operating modes during operation.

Задача группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, заключается в разработке способа серийного производства турбореактивного двигателя и выполненного заявляемым способом ТРД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и повышенной достоверностью экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя в условиях, максимально приближенных к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации.The task of the group of inventions related by a single creative idea is to develop a method for the mass production of a turbojet engine and a turbojet engine made by the inventive method with improved performance and increased reliability of the experimentally tested engine resource and reliability under conditions as close as possible to the real structure and specific ratio of engine operation modes in operation process.

Поставленная задача решается тем, что в способе серийного производства турбореактивного двигателя, согласно изобретению, изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя; собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления (КНД) до всережимного регулируемого реактивного сопла; в процессе изготовления КНД собирают статор, в котором устанавливают входной, не более трех промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат, а также собирают ротор, включая вал, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес с системой лопаток, при этом формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала проточной части КНД из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток рабочих колес и направляющих аппаратов КНД; собирают, предпочтительно помодульно, двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным, при этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус; газогенератор, включая 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); затем перед промежуточным корпусом устанавливают КНД, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло; кроме того, в процессе изготовления КНД входной направляющий аппарат (ВНА) оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек, которые устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА; причем после сборки не менее чем один ТРД из партии серийно произведенных ТРД, для репрезентативности предпочтительно три - пять экземпляров двигателя подвергают испытанию по многоцикловой программе, указанная программа испытаний включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы ТРД, превышающей программное время полета, для чего сначала формируют типовые полетные циклы и определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей, исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании, а затем формируют и производят полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы турбореактивного двигателя, в совокупности превышающем время полета в 5-6 раз; при этом различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализуют, изменяя уровень перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ», а в других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима, причем быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости с последующим сбросом.The problem is solved in that in the method for mass production of a turbojet engine, according to the invention, parts are made and assembly units, elements and units of engine modules and systems are completed; modules are assembled in an amount of at least eight - from a low-pressure compressor (LPC) to an all-mode adjustable jet nozzle; in the process of manufacturing KND, a stator is assembled, in which an input, not more than three intermediate guide vanes and an output straightener are installed, and also a rotor is assembled, including a shaft, on which no more than four impellers are mounted and rigidly connected by disks to the blade system, and annular sections of the inner surface of the intake channel of the KND flowing section from elements of the impeller vanes and KND guiding devices profiled in the direction of the air flow; they assemble, preferably modularly, an engine that is double-circuit, twin-shaft, and an intermediate casing is mounted on the technological slipway; a gas generator, including a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with blades, the number of which is at least twice the number of the mentioned KND impellers, the main combustion chamber and high pressure turbine (HPD) ; then, in front of the intermediate casing, low pressure valves are installed, and behind the gas generator, a low pressure turbine (low pressure turbine), mixer, front-end device, afterburner, and an all-mode jet nozzle are sequentially coaxially installed; in addition, in the process of manufacturing the low pressure switch, the input guide vane (VNA) is equipped with an aerodynamically transparent power grid of radial struts, which are installed evenly distributed around the inlet section of the VNA and with aerodynamic shading created by the said lattice together with the frontal VNA coke, which is less than 30% of the total area of the input circle, outlined by the external radius of the flow part of the VNA; moreover, after assembling at least one turbojet engine from a batch of mass-produced turbojet engines, for representativeness, preferably three to five engine instances are tested according to a multi-cycle program, this test program includes alternating modes during the test stages with a turbojet operation duration exceeding the programmed flight time, for which first form typical flight cycles and determine the damageability of the most loaded parts, based on this determine the required number of loading cycles at testing, and then form and perform the full scope of the tests, including the execution of the sequence of test cycles - quick exit to the maximum or full forced mode, quick reset to the "low gas" mode, stop and a long cycle with multiple alternating modes in the entire operating spectrum with different the range of the change in the operating modes of a turbojet engine, in aggregate, exceeding the flight time by 5-6 times; at the same time, a different range of changes in the engine operating modes is realized by changing the level of the gas differential in specific test modes from the initial to the maximum - maximum or full forced engine operation by transferring the initial reference point when performing the corresponding mode, taking the latter in one of the modes in position the corresponding “low gas” level, and in other modes - in intermediate or final positions corresponding to different percentages or the full value of the level gas of maximum or full forced mode, and a quick exit to maximum or forced modes on part of the test cycle is carried out at a rate of pick-up with subsequent reset.

При монтаже ось регулируемого реактивного сопла могут выполнять отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30').During installation, the axis of the adjustable jet nozzle can be executed deviated down from the neutral position of the axis of the engine at an angle of (2 ° ÷ 3 ° 30 ').

Промежуточный корпус могут наделять функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры, при этом в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник, а над промежуточным корпусом на внешнем корпусе двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов.The intermediate housing can be endowed with the function of a power unit of the engine with the possibility of perceiving the total axial and radial loads from compressors and turbines with subsequent transmission to external power elements and is installed between the low pressure switch and the high pressure switch, dividing the air coming from the low pressure switch into two flows - external and internal circuits, while in the outer circuit around the body of the main combustion chamber, an annular air-air heat exchanger is assembled from at least sixty tubular block modules, and above the intermediate casing on the outer Engine sensor body mounted box drive motor units.

Статор КВД могут выполнять содержащим входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат.The stator of the HPC can be performed comprising an input guide vane, no more than eight intermediate guide vanes and an output rectifier.

Радиальные стойки ВНА могут устанавливать равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА, преимущественно в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.VNA radial struts can be installed uniformly distributed around the VNA input section, mainly in the plane normal to the axis of the engine, with an angular frequency (3.0 ÷ 4.0) units / rad.

Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления могут оснащать, предпочтительно, двадцатью тремя радиальными стойками, соединяющими наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем радиальные стойки выполняют состоящими из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещают 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 guide apparatus of the low-pressure compressor can preferably be equipped with twenty-three radial racks connecting the outer and inner BHA rings with the possibility of transferring loads from the external engine casing to the front support, and the radial racks are made up of a fixed hollow and controllable movable elements, while at least part of the radial racks are combined with the channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supply and removal of oil, and that the venting and oil predmaslyanyh cavities front low pressure compressor rotor bearing.

В процессе монтажа, предпочтительно разъемно, могут объединять КНД с ТНД по валу ротора с возможностью передачи компрессору крутящего момента от указанной турбины, а КВД аналогично объединяют с ТВД с образованием общего вала ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором высокого давления от указанной турбины высокого давления.During the installation process, preferably detachably, they can combine KND with HPT along the rotor shaft with the possibility of transmitting the compressor torque from the specified turbine, and the KVD are similarly combined with the HPT with the formation of the common rotor shaft of the KVD-TVD with the possibility of receiving torque by the high pressure compressor from the specified turbine high pressure.

Вал ротора КВД-ТВД могут выполнять с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и ТНД и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов.The rotor shaft KVD-TVD can be made with a larger diameter and shorter than the combined shaft KND-TND, at least for the total axial length of the intermediate housing, the main combustion chamber and the high pressure pump and set with coaxial coverage of the latter with the possibility of independent rotation of these shafts.

Корпуса наружного и внутреннего контуров двигателя могут монтировать фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления, при этом в воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева ВНА КНД, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.Cases of the external and internal circuits of the engine can be mounted in fragments with the possibility of partial combination with the installation of air, electric, hydraulic systems and a control system, while in the air system there are allocated cooling subsystems for overheated units, as well as anti-icing heating VNA KND, pressurization subsystems for compressor rotors and turbines .

Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА могут сообщать с КВД каналом забора подогретого воздуха с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом указанного компрессора.The VNA anti-icing heating subsystem can be communicated with the HPC by the heated air intake channel with the possibility of taking the latter from the cavity located at least behind the seventh impeller of the specified compressor.

Часть испытательных циклов могут осуществлять без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.Part of the test cycles can be carried out without warming up in the "low gas" mode after starting.

Испытательный цикл могут формировать на основе полетных циклов для боевого и учебного применения турбореактивного двигателя.The test cycle can be formed on the basis of flight cycles for combat and training use of a turbojet engine.

Поставленная задача в части турбореактивного двигателя решается тем, что турбореактивный двигатель, согласно изобретению, выполнен описанным выше способом.The problem in terms of a turbojet engine is solved by the fact that the turbojet engine, according to the invention, is made as described above.

Технический результат, обеспечиваемый группой изобретений, связанных единым творческим замыслом, состоит в разработке способа серийного производства турбореактивного двигателя и выполненного заявляемым способом двигателя, имеющего совокупность модулей ТРД с приведенными в изобретении параметрами, с улучшенными эксплуатационными характеристиками, а именно тягой, экспериментально проверенным ресурсом, а также с повышенной надежностью двигателя в процессе эксплуатации. Повышение достоверности результатов испытаний, проводимых на этапе промышленного производства, достигается за счет разработанного в изобретении чередования режимов при выполнении этапов испытания, которые по длительности превышают программное время полета. При этом предварительно формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей и исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный, либо полный форсированный режим до полного останова двигателя и затем формируют репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов. Это позволяет повысить корректность и расширить репрезентативность оценки ресурса и надежности работы двигателя на этапах создания, доводки, серийного промышленного производства и летной эксплуатации ТРД и обеспечивает повышенный ресурс двигателя в условиях, характерных для последующей реальной многорежимной работы ТРД в полетных условиях на высокоманевренных самолетах.The technical result provided by the group of inventions related by a single creative concept consists in developing a method for the mass production of a turbojet engine and an engine made by the inventive method, having a set of turbofan engines with the parameters given in the invention, with improved performance characteristics, namely, traction, an experimentally tested resource, and also with increased engine reliability during operation. Improving the reliability of the test results carried out at the stage of industrial production is achieved due to the alternation of modes developed in the invention during the execution of test stages, which in duration exceed the programmed flight time. In this case, typical flight cycles are preliminarily formed, on the basis of which the damage to the most loaded parts is determined according to the program, and on the basis of this, the required number of loading cycles is determined during the test. The full scope of the tests is formed, including the quick change of cycles in the full register from the quick exit to the maximum or full forced mode to the complete stop of the engine and then a representative long-term operation cycle is formed with multiple alternating modes in the entire operating spectrum with a different range of modes. This makes it possible to increase the correctness and expand the representativeness of the assessment of the resource and reliability of the engine at the stages of creation, development, serial production and flight operation of the turbojet engine and provides increased engine life under conditions typical of the subsequent real multi-mode operation of the turbojet engine in flight conditions on highly maneuverable aircraft.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг.1 изображен турбореактивный двигатель, продольный разрез;figure 1 shows a turbojet engine, a longitudinal section;

на фиг.2 - входной направляющий аппарат КНД, вид сверху.figure 2 - input guide apparatus KND, top view.

Способ серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Затем собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора 1 низкого давления 1 до всережимного регулируемого реактивного сопла 2. В процессе изготовления КНД 1 собирают статор, в котором устанавливают входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5. Также собирают ротор, включая вал 6, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес 7 с системой лопаток 8. При этом из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток 8 рабочих колес 7 и лопаток промежуточных направляющих аппаратов 4 формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала 9 проточной части КНД 1.The method of mass production of a turbojet engine is used to manufacture parts and complete assembly units, elements and units of engine modules and systems. Then, at least eight modules are assembled - from the low-pressure compressor 1 1 to the variable-speed adjustable jet nozzle 2. During the manufacturing process, the KND 1 collects a stator in which an input guide apparatus 3, no more than three intermediate guide vanes 4 and an output rectifier 5 are installed A rotor is also assembled, including a shaft 6, on which no more than four impellers 7 are mounted and rigidly connected by disks to a system of blades 8. Moreover, from the bladed elements profiled in the direction of air flow 8 impellers 7 and blades of the intermediate guide vanes 4 form annular sections of the inner surface of the air intake channel 9 of the flow part of the low pressure valve 1.

Собирают предпочтительно помодульно двигатель. ТДР выполняют двухконтурным, двухвальным. При этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус 10, образующий газогенератор компрессор 11 высокого давления, а также основную камеру 12 сгорания и турбину 13 высокого давления. Компрессор 11 высокого давления включает статор, а также ротор с валом 14 и системой оснащенных лопатками 15 рабочих колес 16. Число рабочих колес 16 КВД 11 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 7 КНД 1. Перед промежуточным корпусом 10 устанавливают КНД 1, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину 17 низкого давления, смеситель 18, фронтовое устройство 19, форсажную камеру 20 сгорания и всережимное реактивное сопло 2.The engine is preferably assembled modularly. TDR perform double-circuit, two-shaft. In this case, an intermediate casing 10 is installed on the technological slipway, forming a high pressure compressor 11 as a gas generator, as well as a main combustion chamber 12 and a high pressure turbine 13. The high-pressure compressor 11 includes a stator, as well as a rotor with a shaft 14 and a system of impellers 16 equipped with vanes 15. The number of impellers 16 of the high pressure switch 11 is at least twice the number of impellers 7 of the low pressure valve 1. Before the intermediate housing 10, the low pressure valve 1 is installed, and behind the gas generator, a low pressure turbine 17, a mixer 18, a frontal device 19, an afterburner 20 of the combustion and an all-mode jet nozzle 2 are sequentially coaxially mounted.

В процессе изготовления КНД 1 входной направляющий аппарат 3 оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек 21. Радиальными стойками 21 соединяют наружное и внутреннее кольца 22 и 23 соответственно ВНА 3 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 24 двигателя на переднюю опору. Радиальные стойки 21 устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА 3, преимущественно в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад, и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком 25 ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА 3.In the process of manufacturing KND 1, the input guide apparatus 3 is equipped with an aerodynamically transparent power grid of radial struts 21. Radial racks 21 connect the outer and inner rings 22 and 23, respectively, of the VNA 3 with the possibility of transferring loads from the outer casing 24 of the engine to the front support. The radial struts 21 are installed uniformly distributed around the inlet section of the BHA 3, mainly in the plane normal to the axis of the engine, with an angular frequency (3.0 ÷ 4.0) u / rad, and with aerodynamic shading created by the above-mentioned grill together with the frontal coke 25 VNA, comprising less than 30% of the total area of the input circle, outlined by the external radius of the flow part of the VNA 3.

После сборки не менее чем один ТРД из партии серийно произведенных ТРД, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять экземпляров двигателя подвергают испытанию по многоцикловой программе. Указанная программа испытаний включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы ТРД, превышающей программное время полета. Для чего сначала формируют типовые полетные циклы и определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Затем формируют и производят полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы турбореактивного двигателя, в совокупности превышающем время полета в 5-6 раз. Различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализуют, изменяя уровень перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ». В других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима. Быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости с последующим сбросом.After assembling at least one turbojet engine from a batch of mass-produced turbojet engines, for representativeness, preferably three to five engine instances are subjected to a multi-cycle test. The specified test program includes the alternation of modes during the execution of the test stages with a turbojet operation duration exceeding the programmed flight time. Why first form typical flight cycles and determine the damage to the most loaded parts. Based on this, the required number of loading cycles during the test is determined. Then the full scope of the tests is formed and performed, including the execution of the sequence of test cycles — quick exit to the maximum or full forced mode, quick reset to the “low gas” mode, stop and long-term operation cycle with repeated alternation of modes in the entire working spectrum with a different range of variation operating modes of a turbojet engine, in aggregate, exceeding flight time by 5-6 times. A different range of changes in the engine operating modes is realized by changing the level of the gas differential in specific test modes from the initial to the maximum - maximum or full forced engine operation by transferring the initial reference point when performing the corresponding mode, taking the latter in one of the modes in the position corresponding to the level "Small gas". In other modes - in intermediate or final positions corresponding to different percentages or the full value of the gas level of the maximum or full forced mode. A quick exit to the maximum or forced modes on the part of the test cycle is carried out at the rate of throttle response, followed by reset.

При монтаже ось регулируемого реактивного сопла 2 выполняют отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30').During installation, the axis of the adjustable jet nozzle 2 is executed deflected down from the neutral position of the axis of the engine at an angle of (2 ° ÷ 3 ° 30 ').

Промежуточный корпус 10 наделяют функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров 1, 11 и турбин 13, 17 с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД 1 и КВД 11, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры 26 и 27 соответственно. В наружном контуре 26 вокруг корпуса основной камеры 12 сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник 28. Над промежуточным корпусом 10 на внешнем корпусе 24 двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов (не показано).The intermediate casing 10 is endowed with the function of a power unit of the engine with the possibility of perceiving the total axial and radial loads from the compressors 1, 11 and turbines 13, 17 with subsequent transmission to external power elements and is installed between the KND 1 and KVD 11, dividing the air coming from the KND into two streams - outer and inner circuits 26 and 27, respectively. An annular air-to-air heat exchanger 28 is assembled in an outer loop 26 around the body of the main combustion chamber 12 from at least sixty tubular block modules. An engine box of motor units (not shown) is mounted on the outer case 10 on the outer case 24 of the engine.

Статор КВД 11 выполняют содержащим входной направляющий аппарат 29, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 30 и выходной спрямляющий аппарат 31.The stator KVD 11 is performed comprising an input guide apparatus 29, no more than eight intermediate guide apparatuses 30 and an output rectifier apparatus 31.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит предпочтительно двадцать три радиальные стойки 21, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. По меньшей мере, часть радиальных стоек 21 совмещают 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 racks 21, consisting of a stationary hollow and controlled movable elements. At least a part of the radial struts 21 are 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.

В процессе монтажа предпочтительно разъемно объединяют КНД 1 с ТНД 17 по валу 6 ротора с возможностью передачи компрессору 1 крутящего момента от указанной турбины 17. КВД 11 аналогично объединяют с ТВД 13 с образованием общего вала 14 ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором 11 высокого давления от турбины 13 высокого давления.During installation, it is preferable to detach KND 1 with HPD 17 along the rotor shaft 6 with the possibility of transmitting to the compressor 1 torque from the specified turbine 17. KVD 11 similarly combine with the theater 13 to form a common shaft 14 of the KVD-TVD rotor with the possibility of obtaining torque by the compressor 11 high pressure from the turbine 13 high pressure.

При этом вал 6 ротора КВД-ТВД выполняют с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал 14 КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 10, основной камеры 12 сгорания и ТНД 17 и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов 6 и 14.The shaft 6 of the rotor KVD-TVD is made with a larger diameter and shorter than the combined shaft 14 KND-TND, at least the total axial length of the intermediate housing 10, the main combustion chamber 12 and the pressure pump 17 and set with a coaxial coverage of the latter with the possibility of autonomous rotation of these shafts 6 and 14.

Корпусы наружного и внутреннего контуров двигателя монтируют фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической,. гидравлических систем и системы управления. В воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева входного направляющего аппарата 3 КНД 1, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.The enclosures of the external and internal circuits of the engine are mounted in fragments with the possibility of partial combination with the installation of air, electric ,. hydraulic systems and control systems. In the air system, the cooling subsystems of the overheated units are distinguished, as well as the anti-icing heating of the inlet guide apparatus 3 KND 1, the pressurization subsystem of the supports of the compressor rotors and turbines.

Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА 3 сообщают с КВД 11 каналом забора подогретого воздуха (на чертежах не показано) с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмымThe VNA 3 anti-icing heating subsystem is communicated with an HPC 11 with a heated air intake channel (not shown in the drawings) with the possibility of taking the latter from a cavity located at least after the seventh

Часть испытательных циклов осуществляют без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.Part of the test cycles is carried out without warming up in the "low gas" mode after starting.

Испытательный цикл формируют на основе полетных циклов для боевого и учебного применения турбореактивного двигателя.The test cycle is formed on the basis of flight cycles for combat and training use of a turbojet engine.

Турбореактивный двигатель выполнен описанным выше способом производства.The turbojet engine is made by the production method described above.

Пример реализации испытания турбореактивного двигателя на этапе серийного производства ТРД.An example of the implementation of testing a turbojet engine at the stage of mass production of turbojet engines.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Claims

1. The method of mass production of a turbojet engine (turbojet engine), characterized in that they manufacture parts and complete assembly units, elements and units of engine modules and systems; modules are assembled in an amount of at least eight - from a low-pressure compressor (LPC) to an all-mode adjustable jet nozzle; in the process of manufacturing KND, a stator is assembled, in which an input, not more than three intermediate guide vanes, and an output straightener are installed, and also a rotor is assembled, including a shaft, on which no more than four impellers are mounted and rigidly connected by disks to the blade system, while form annular sections of the inner surface of the air intake channel of the KND flow part from the elements of the impeller vanes and KND guiding devices profiled in the direction of the air flow; assemble, modularly, the engine, which is performed by a double-circuit, two-shaft, while installing an intermediate casing on the technological slipway; a gas generator, including a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with blades, the number of which is at least twice the number of the mentioned KND impellers, the main combustion chamber and high pressure turbine (HPD) ; then, in front of the intermediate casing, low pressure valves are installed, and behind the gas generator, a low pressure turbine (low pressure turbine), mixer, front-end device, afterburner, and an all-mode jet nozzle are sequentially coaxially installed; in addition, in the process of manufacturing the low pressure switch, the input guide vane (VNA) is equipped with an aerodynamically transparent power grid of radial struts, which are installed evenly distributed around the inlet section of the VNA and with aerodynamic shading created by the said lattice together with the frontal VNA coke, which is less than 30% of the total area of the input circle, outlined by the external radius of the flow part of the VNA; moreover, after assembling at least one turbojet engine from a batch of mass-produced turbojet engines, for representativeness, three to five engine instances are tested according to a multi-cycle program, this test program includes alternating modes during the test stages with a turbojet operation duration exceeding the programmed flight time, for which first form typical flight cycles and determine the damageability of the most loaded parts, on the basis of this determine the required number of loading cycles during the test, and then form and produce the full scope of tests, including the execution of a sequence of test cycles - quick exit to maximum or full forced mode, quick reset to “low gas” mode, stop and a long cycle of operation with multiple alternating modes in the entire operating spectrum with a different range of modes the operation of a turbojet engine, in total, exceeding the flight time by 5-6 times; at the same time, a different range of changes in the engine operating modes is realized by changing the level of the gas differential in specific test modes from the initial to the maximum - maximum or full forced engine operation by transferring the initial reference point when performing the corresponding mode, taking the latter in one of the modes in position the corresponding “low gas” level, and in other modes - in intermediate or final positions corresponding to different percentages or the full value of the level gas of the maximum or full forced mode, moreover, a quick exit to the maximum or forced modes on the part of the test cycle is carried out at a pick-up rate, followed by a discharge, and during installation, the axis of the adjustable jet nozzle is deflected downward from the neutral position of the engine axis by an angle of (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).

2. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that the intermediate casing is endowed with the function of a power unit of the engine with the possibility of perceiving the total axial and radial loads from compressors and turbines with subsequent transmission to external power elements and installed between the low pressure switch and the high pressure switch, sharing air coming from the low pressure switch into two flows - the external and internal circuits, while at least sixty tubular block modules are collected in the outer circuit around the main combustion chamber body air-to-air heat exchanger, and above the intermediate casing on the outer casing of the engine, a box of drives of the motor units is installed.

3. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that the HPC stator is made up of an input guide apparatus, no more than eight intermediate guide vanes and an output rectifier.

4. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that the radial struts of the BHA are installed uniformly distributed around the inlet section of the BHA, mainly in the plane normal to the axis of the engine, with an angular frequency (3.0 ÷ 4.0) units /glad.

5. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that the inlet guide apparatus of the low pressure compressor is equipped with twenty-three radial racks connecting the outer and inner rings of the BHA with the possibility of transferring loads from the external engine casing to the front support, and the radial racks perform consisting of a fixed hollow and controllable movable elements, while part of the radial racks are combined with the channels of the oil system located in the fixed elements toek, to supply and discharge oil as well as oil and venting predmaslyanyh cavities front low pressure compressor rotor bearing.

6. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that during the installation process, the low pressure pump and the low pressure pump are rotatably connected to the compressor with the possibility of transmitting torque to the compressor from the specified turbine, and the high-pressure turbine is similarly combined with the high-pressure turbine with the formation of a common rotor shaft A theater with the possibility of obtaining torque by a high-pressure compressor from the specified high-pressure turbine.

7. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that the rotor shaft of the HPH-TVD is performed with a larger diameter and shorter than the combined shaft of the HPH-HPP, on the total axial length of the intermediate housing, the main combustion chamber and the HPH and set with coaxial coverage of the latter with the possibility of autonomous rotation of these shafts.

8. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 3, characterized in that the cases of the external and internal circuits of the engine are mounted in fragments with the possibility of partial combination with the installation of air, electric, hydraulic systems and a control system, while the cooling system allocates cooling subsystems for overheated units as well as the anti-icing heating of the high-pressure switch of the low pressure switch, the pressurization subsystem of the bearings of the rotors of compressors and turbines.

9. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 9, characterized in that the subsurface anti-icing heating VNA is communicated with the HPC by a heated air intake channel with the possibility of taking the latter out of the cavity located at least behind the seventh impeller of said compressor.

10. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that part of the test cycles is carried out without heating in the "small gas" mode after starting.

11. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that the test cycle is formed on the basis of flight cycles for military and educational use of the turbojet engine.

12. A turbojet engine, characterized in that it is made according to any one of claims 1 to 11.