RU2544411C1

RU2544411C1 - Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method

Info

Publication number: RU2544411C1
Application number: RU2013149485/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Артюхов; Дмитрий Юрьевич Еричев; Владимир Валентинович Кирюхин; Игорь Александрович Кондрашов; Виктор Викторович Куприк; Ирик Усманович Манапов; Евгений Ювенальевич Марчуков; 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 rotational jet nozzle. The engine is assembled module-by-module which is designed as double-circuit with two shafts. After assembly the engine is tested for influence of climatic conditions at the main characteristics of the compressor operation. Tests are performed with measurements of engine parameters at various operating conditions within programmed range of flight modes for particular engine range to reference measured parameters to standard atmospheric conditions with due allowance for variation of working body properties and geometric characteristics of engine air-gas channel.

EFFECT: improvement of turbojet performance, namely traction, experimentally tested resource and reliability of the engine by operation in the full range of flight cycles in various climatic conditions, and also in simplification of technology and reduction of labour costs and power consumption of turbojet test process at the phase of mass industrial production.

11 cl, 2 dwg, 4 tbl

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. Москва, изд. «Наука», 2011, 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 aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow, 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, реактивное сопло, 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 and pump group, a jet nozzle, as well as a control system with command and executive bodies (Shulgin V.A., Gaysinsky S.Ya Double-circuit turbojet engines of low-noise aircraft. M., ed. Mashinostroenie, 1984, pp. 17-120).

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, 288 с., стр.136-137).There is a 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: Mechanical Engineering, 1979, 288 pp., 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°C (SU 1151075 A1, 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).

Общими недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний и недостаточно высокая надежность оценки тяги двигателя в широком диапазоне режимов и региональных температурно-климатических условий эксплуатации вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний, выполняемых в различных температурных и климатических условиях к результатам, отнесенным к стандартным условиям атмосферы известными способами, которые не учитывают с достаточной корректностью изменение параметров и режимов работы двигателя в зависимости от принятых программ, адекватных полетным циклам, характерным для конкретного назначения разрабатываемого турбореактивного двигателя, что осложняет возможность приведения экспериментальных параметров испытаний к параметрам, соответствующим условиям стандартной атмосферы.Common shortcomings of these known technical solutions are the increased labor and energy intensity of tests and the insufficiently high reliability of engine traction assessment in a wide range of modes and regional temperature and climate conditions due to the inadequacy of the program for bringing specific test results performed in various temperature and climatic conditions to the results referred to to standard atmospheric conditions by known methods that do not take into account with sufficient accuracy Stu change parameters and modes of engine operation depending on the received programs adequate flight cycles, specific to a particular destination developed turbojet, which complicates the possibility of bringing the experimental test parameters to the parameters corresponding to the standard atmosphere.

Задача группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, заключается в разработке способа серийного производства турбореактивного двигателя и выполненного заявляемым способом ТРД, совокупность технических решений которых обеспечивает улучшение тяги и повышение достоверности эксплуатационных характеристик для разных температурно-климатических условий различных регионов и режимов эксплуатации двигателя, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе серийного промышленного производства при повышении репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона перечисленных ситуаций применительно к полетным циклам двигателя в учебных и боевых условиях в различных регионах и сезонных периодах эксплуатации.The task of the group of inventions related by a single creative idea is to develop a method for serial production of a turbojet engine and a turbojet engine made by the inventive method, the combination of technical solutions of which provides improved traction and increased reliability of operational characteristics for different temperature and climatic conditions of different regions and engine operating modes, as well as to simplify technology and reduce labor costs and energy consumption of the turbojet test process at the stage of serial industrial Shlenov production while increasing representation for the full range of these conditions occur, the test results in relation to the flight motor cycles in training and combat conditions in different regions and seasonal periods of operation.

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 поворотного 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 поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, которое предпочтительно разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, которое аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги; 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; после сборки производят испытания двигателя, по меньшей мере, на оценку влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик серийного ТРД; для этого подвергают не менее чем один, для репрезентативности предпочтительно три-пять серийно произведенных экземпляров ТРД; испытания ТРД проводят на различных режимах, параметры которых соответствуют параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части ТРД при изменении атмосферных условий, при этом предварительно создают математическую модель ТРД, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных ТРД, а затем по математической модели определяют параметры ТРД при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях ТРД.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; at least eight modules are assembled - from a low-pressure compressor (LPC) to an all-mode rotary 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; preferably assembled in a module-wise engine, which is performed by a double-circuit, two-shaft, while 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 a low pressure turbine (low pressure turbine), mixer, front-end device, afterburner, and rotary jet nozzle, including a rotatable device, which is preferably detachably fixed with a fixed element to the afterburner, are sequentially coaxially installed behind the gas generator and adjustable a jet nozzle, which is likewise attached to the movable element of the rotary device with the possibility of making turns to change direction thrust vector; 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; after assembly, the engine is tested at least for assessing the impact of climatic conditions (VKU) on changing the operational characteristics of a serial turbojet engine; for this, at least one is subjected, for representativeness, preferably three to five mass-produced copies of the turbojet engine; turbojet tests are carried out in various modes, the parameters of which correspond to the parameters of the flight modes in the range programmed for a specific series of engines, measure and bring the obtained parameter values to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the turbojet flow part with changing atmospheric conditions , at the same time, a mathematical model of the turbojet engine is preliminarily created, and it is adjusted according to the results of bench tests; from three to five identical turbojet engines, and then, using a mathematical model, the turbojet engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes, and the actual parameter values at specific atmospheric air temperatures of each test mode are referred to parameter values under standard atmospheric conditions and correction coefficients for the measured parameters depending on the atmospheric air temperature are adjusted, and the measured parameters are brought to standard atmospheric conditions by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of the atmospheric pressure from the standard one and by a correction factor reflecting the dependence of the measured parameter values on the atmospheric air temperature, registered in specific tests of turbofan engines.

Ось вращения поворотного устройства могут выполнять повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°, предпочтительно на (32÷34)°, по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно на (32÷34)°, против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого двигателя.The axis of rotation of the rotary device can be performed rotated relative to the horizontal axis by an angle of at least 30 °, preferably by (32 ÷ 34) °, clockwise (view in np) for the right engine and by an angle of at least 30 °, preferably at (32 ÷ 34) °, counterclockwise (view in n.p.) for the left engine.

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 engine axis by 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, the radial racks being made up of a stationary hollow and controllable movable elements, at the same time at least, part of the radial struts is combined with the channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supply and discharge of oil, and e 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 installation, it is preferable to detachably combine KND with HPD along the rotor shaft with the possibility of transmitting the compressor torque from the specified turbine, and the KVD similarly combine with the HPT to form a common rotor shaft of the KVD-TVD with the possibility of obtaining torque by the high pressure compressor from the specified high pressure turbine .

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.

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 совокупности модулей ТРД с обеспечиваемыми в изобретении параметрами выполненного заявляемым способом двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками, а именно тягой и повышенной надежностью указанных характеристик ТРД, а также за счет более достоверного и корректного приведения экспериментально полученных параметров двигателя к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, а также в повышении репрезентативности результатов испытаний, проводимых на этапе промышленного производства, для полного диапазона полетных циклов в различных климатических условиях. Это достигают тем, что в соответствии с изобретением перед проведением испытаний создают математическую модель двигателя согласно, например, книге ЛИТВИНОВА Ю.А. и др. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, М.: Машиностроение, 1979, с.90-91, 106-107. Проводят испытания репрезентативного количества двигателей из партии серийно произведенных ТРД по разработанной программе и спектру режимов испытаний. По результатам испытаний корректируют математическую модель, посредством которой на базе последующих испытаний при конкретных температурах определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах. Приведение измеренных значений параметров конкретных испытаний к стандартным осуществляют посредством поправочных коэффициентов.The technical result provided by 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 combination of turbojet engines with the parameters provided by the invention of the engine made by the inventive method with improved performance characteristics, namely, thrust and increased reliability of the turbojet characteristics indicated, as well as due to a more reliable and correct reduction of experimentally obtained engine parameters to the parameters appropriate standard atmospheric conditions, as well as increasing the representativeness of the test results carried out at the industrial production stage, for the full range of flight cycles in various climatic conditions. This is achieved by the fact that, in accordance with the invention, before testing, a mathematical model of the engine is created according to, for example, the book of LITVINOV Yu.A. et al. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines, Moscow: Mashinostroenie, 1979, pp. 90-91, 106-107. A representative number of engines from a batch of mass-produced turbojet engines are tested according to a developed program and a range of test modes. According to the test results, the mathematical model is corrected, by which, based on subsequent tests at specific temperatures, the engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various temperatures. Bringing the measured values of the parameters of specific tests to standard is carried out by means of correction factors.

Технический результат, достигаемый изобретением, позволяет упростить последующие испытания, повысить корректность и расширить репрезентативность оценки важнейших характеристик, в первую очередь тяги с корректным распространением репрезентативных оценок на широкий диапазон региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей.The technical result achieved by the invention allows to simplify subsequent tests, increase the correctness and expand the representativeness of the assessment of the most important characteristics, primarily thrust with the correct distribution of representative estimates to a wide range of regional and seasonal conditions for subsequent flight operation of the engines.

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.

Способом 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 (КНД) до всережимного поворотного реактивного сопла.By the method of mass production of a turbojet engine, parts are manufactured and assembly units, elements and units of engine modules and systems are completed. Then assemble the modules in an amount of at least eight - from the compressor 1 low pressure (LPC) to the all-mode rotary jet nozzle.

В процессе изготовления КНД 1 собирают статор, в котором устанавливают входной направляющий аппарат 2, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 3 и выходной спрямляющий аппарат 4. Также собирают ротор, включая вал 5, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес 6 с системой лопаток 7. При этом из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток 7 рабочих колес 6 и лопаток промежуточных направляющих аппаратов 3 формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала 8 проточной части КНД 1.In the process of manufacturing KND 1, a stator is assembled, in which an input guide device 2, no more than three intermediate guide devices 3 and an output straightening device 4 are installed. A rotor is also assembled, including a shaft 5, on which no more than four impellers 6 are mounted and rigidly connected with disks with a system of blades 7. Moreover, from the elements of the blades 7 of the impellers 6 and the blades of the intermediate guide vanes 3 profiled in the direction of the air flow, the annular sections of the inner surface of the air intake are formed Nala 8 flowing part CPV 1.

Собирают предпочтительно помодульно двигатель. ТДР выполняют двухконтурным, двухвальным. При этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус 9, образующий газогенератор компрессор 10 высокого давления, а также основную камеру 11 сгорания и турбину 12 высокого давления. Компрессор 10 высокого давления включает статор, а также ротор с валом 13 и системой оснащенных лопатками 14 рабочих колес 15. Число рабочих колес 15 КВД 10 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 6 КНД 1. Перед промежуточным корпусом 9 устанавливают КНД 1, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину 16 низкого давления, смеситель 17, фронтовое устройство 18, форсажную камеру 19 сгорания и поворотное реактивное сопло. Поворотное реактивное сопло включает поворотное устройство 20, которое предпочтительно разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере 19 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 21, которое аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства 20 с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги.The engine is preferably assembled modularly. TDR perform double-circuit, two-shaft. In this case, an intermediate body 9 is installed on the technological slipway, forming a high pressure compressor 10 as a gas generator, as well as a main combustion chamber 11 and a high pressure turbine 12. The high-pressure compressor 10 includes a stator, as well as a rotor with a shaft 13 and a system of impellers 15 equipped with blades 14. The number of impellers 15 of the high pressure switch 10 is at least twice the number of impellers 6 of the low pressure valve 1. Before the intermediate casing 9, the low pressure switch 1 and behind the gas generator, a low pressure turbine 16, a mixer 17, a frontal device 18, an afterburner of the combustion chamber 19, and a rotary jet nozzle are sequentially coaxially mounted. The rotary jet nozzle includes a rotary device 20, which is preferably detachably fixed with a fixed element to the afterburner of the combustion chamber 19, and an adjustable jet nozzle 21, which is likewise attached to the movable element of the rotary device 20 with the possibility of making turns to change the direction of the thrust vector.

В процессе изготовления КНД 1 входной направляющий аппарат 2 оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек 22. Радиальными стойками 22 соединяют наружное и внутреннее кольца 23 и 24 соответственно ВНА 2 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 25 двигателя на переднюю опору. Радиальные стойки 22 устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА 2, 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 26 ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА 2.In the process of manufacturing KND 1, the input guide apparatus 2 is equipped with an aerodynamically transparent power grid of radial struts 22. Radial racks 22 connect the outer and inner rings 23 and 24, respectively, of the VNA 2 with the possibility of transferring loads from the outer housing 25 of the engine to the front support. Radial struts 22 are installed uniformly distributed around the inlet section of the BHA 2, 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 26 VNA, comprising less than 30% of the total area of the inlet circle, outlined by the external radius of the flow part of the VNA 2.

После сборки производят испытания двигателя, по меньшей мере, на оценку влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик серийного ТРД.After assembly, the engine is tested at least for assessing the influence of climatic conditions (VKU) on changing the operational characteristics of a serial turbojet engine.

Для этого испытанию подвергают не менее чем один, для репрезентативности предпочтительно три-пять серийно произведенных экземпляров ТРД.To do this, test at least one, for representativeness, preferably three to five mass-produced copies of the turbojet engine.

Испытания ТРД проводят на различных режимах. Параметры режимов адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. Производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части турбореактивного двигателя при изменении атмосферных условий.Turbojet tests are carried out in various modes. The parameters of the modes are adequate to the parameters of the flight modes in the range programmed for a specific series of engines. Measurements are made and the obtained parameter values are brought to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the flow part of the turbojet engine with changing atmospheric conditions.

По результатам стендовых испытаний создают математическую модель ТРД и корректируют ее. Затем по математической модели определяют параметры ТРД и различные температуры атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах. Фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях ТРД.Based on the results of bench tests, a mathematical model of the turbojet engine is created and corrected. Then, according to a mathematical model, the parameters of the turbojet engine and various atmospheric air temperatures are determined from the given operating temperature range of bench tests, taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes. The actual values of the parameters at specific atmospheric air temperatures of each test mode are related to the values of the parameters under standard atmospheric conditions and correction factors are calculated for the measured parameters depending on the temperature of the atmospheric air. Bringing the measured parameters to standard atmospheric conditions is carried out by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor reflecting the dependence of the measured values of the parameters on the temperature of the atmospheric air recorded during specific turbojet tests.

Ось вращения поворотного устройства 20 выполняют повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°, предпочтительно на (32÷34)°, по часовой стрелке (вид по направлению полета) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно на (32÷34)°, против часовой стрелки (вид по направлению полета) для левого двигателя.The axis of rotation of the rotary device 20 is performed rotated relative to the horizontal axis by an angle of not less than 30 °, preferably by (32 ÷ 34) °, clockwise (view in the direction of flight) for the right engine and by an angle of not less than 30 °, preferably by (32 ÷ 34) °, counterclockwise (view in the direction of flight) for the left engine.

При монтаже ось регулируемого реактивного сопла 21 выполняют отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).During installation, the axis of the adjustable jet nozzle 21 is executed deflected down from the neutral position of the axis of the engine at an angle of (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).

Промежуточный корпус 9 наделяют функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров 1, 10 и турбин 12, 16 с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД 1 и КВД 10, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры 27 и 28 соответственно. В наружном контуре 27 вокруг корпуса основной камеры 11 сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник 29. Над промежуточным корпусом 9 на внешнем корпусе 25 двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).The intermediate casing 9 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 1, 10 and turbines 12, 16 with subsequent transmission to external power elements and is installed between KND 1 and KVD 10, dividing the air coming from the KND into two streams - outer and inner circuits 27 and 28, respectively. An annular air-to-air heat exchanger 29 is assembled in an outer loop 27 around the body of the main combustion chamber 11 from at least sixty tubular block modules. A drive box of motor units is installed over the intermediate case 9 on the outer case 25 of the engine (not shown).

Статор КВД 10 выполняют содержащим входной направляющий аппарат 30, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 31 и выходной спрямляющий аппарат 32.The stator of the HPC 10 is carried out comprising an input guide apparatus 30, no more than eight intermediate guide vanes 31 and an output rectifier 32.

Входной направляющий аппарат 2 КНД 1 содержит предпочтительно двадцать три радиальные стойки 22, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. По меньшей мере, часть радиальных стоек 22 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 2 KND 1 preferably contains twenty-three radial racks 22, consisting of a stationary hollow and controlled movable elements. At least part of the radial struts 22 are combined with channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supplying and discharging oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the KND 1 rotor.

В процессе монтажа предпочтительно разъемно объединяют КНД 1 с ТНД 16 по валу 5 ротора с возможностью передачи компрессору 1 крутящего момента от указанной турбины 16. КВД 10 аналогично объединяют с ТВД 12 с образованием общего вала 13 ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором 10 высокого давления от турбины 12 высокого давления.During installation, it is preferable to detach KND 1 with HPD 16 along the rotor shaft 5 with the possibility of transmitting to the compressor 1 torque from the specified turbine 16. KVD 10 similarly combine with the theater 12 to form a common shaft 13 of the KVD-TVD rotor with the possibility of obtaining torque by the compressor 10 high pressure from the high pressure turbine 12.

При этом вал 5 ротора КВД-ТВД выполняют с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал 13 КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 9 основной камеры 11 сгорания и ТНД 16 и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов 5 и 13.The shaft 5 of the rotor KVD-TVD is made with a larger diameter and shorter than the combined shaft 13 KND-TND, at least for the total axial length of the intermediate housing 9 of the main combustion chamber 11 and the injection pump 16 and set with a coaxial coverage of the latter with the possibility autonomous rotation of said shafts 5 and 13.

Корпуса 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 2 КНД 1, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.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 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 2 KND 1, the pressurization subsystem of the supports of the compressor rotors and turbines.

Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА 2 сообщают с КВД 10 каналом забора подогретого воздуха (на чертежах не показано) с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом 15 КВД 10.The VNA 2 anti-icing heating subsystem is communicated with the HPA 10 with a heated air intake channel (not shown in the drawings) with the possibility of taking the latter from a cavity located at least behind the seventh impeller 15 of the HPA 10.

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

Пример реализации испытания турбореактивного двигателя.An example implementation of a turbojet engine test.

На стадии серийного производства после сборки ТДР испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ТРД. При этом используют предварительно разработанную математическую модель двигателя. Испытания указанной группы ТРД проводят при температуре t_ВХ=0°C, Ba=745 мм рт.ст.At the stage of mass production after the assembly of TDRs, a representative group of three to five turbojet engines is subjected to tests. In this case, a previously developed mathematical model of the engine is used. Tests of the indicated group of turbojet engines are carried out at a temperature of t _BX = 0 ° C, Ba = 745 mm Hg.

По результатам замеров и их статистического обобщения получают значения параметров: усилия тяги двигателя R=985 кгс и частоту вращения n=98,8%.According to the results of measurements and their statistical generalization, the following parameter values are obtained: engine thrust forces R = 985 kgf and rotation speed n = 98.8%.

Для последующей оценки результатов испытаний используют математическую модель двигателя, по которой проводят расчет параметров на различных режимах работы двигателя в диапазоне температур воздуха на входе в двигатель, в том числе и при t_ВХ=+15°C. Результаты расчета представлены в Табл.1For the subsequent evaluation of the test results, a mathematical model of the engine is used, according to which the parameters are calculated at various engine operating modes in the range of air temperatures at the engine inlet, including at t _BX = + 15 ° C. The calculation results are presented in Table 1

Таблица 1Table 1 t_ВХ,°C Температура на входе в ТРДt _VH , ° C Inlet temperature in the turbojet engine -15-fifteen 00 +15+15 +30+30 R, кгс Усилие тягиR, kgf Traction force 10001000 980980 970970 950950 n,% Частота вращенияn,% Speed 9898 9999 100one hundred 100one hundred

Сопоставляют полученные выше данные и вычисляют поправочные коэффициенты путем отношения значения параметра при t_ВХ=+15°C к значениям параметра в заданном диапазоне температур на входе в двигатель (Табл.2)Compare the data obtained above and calculate the correction coefficients by the ratio of the parameter value at t _BX = + 15 ° C to the parameter values in a given temperature range at the engine inlet (Table 2)

Таблица 2table 2 t_ВХ, °Ct _VH , ° C -15-fifteen ±0± 0 +15+15 +30+30 K_R K _r 0,970.97 0,990.99 1one 1,0211,021 K_n K _n 1,021,02 1,011.01 1one 1one

Затем определяют параметры при стандартных атмосферных условиях (МСА)Then determine the parameters under standard atmospheric conditions (MSA)

$R_{M C A} = R \times K_{R} \times \frac{760}{B a} = 985 \times 0, 99 \times \frac{760}{745} = 995 кгс$

,

R_{M C A} = R \times K_{R} \times \frac{760}{B a} = 985 \times 0, 99 \times \frac{760}{745} = 995 kgf

,

$n_{M C A} = n \times K_{n} = 98, 8 \times 1, 01 = 99, 79 %$

n_{M C A} = n \times K_{n} = 98, 8 \times one, 01 = 99, 79 %

и вносят полученные данные в сопроводительную документацию соответствующей группы ТРД.and enter the data into the accompanying documentation of the corresponding group of turbojet engines.

Используют полученные выше параметры ТРД для вычисления соответствующих параметров применительно к температурно-климатическим условиям конкретных районов эксплуатации двигателей в диапазоне рабочих температур наружного воздуха t_ВХ=±50°C. Экстремальные для указанного диапазона температур значения параметров ТРД, полученные на основе результатов испытаний с использованием математической модели и данных при стандартных атмосферных условиях (МСА), представлены в Табл.3 и Табл.4.The parameters of the turbojet engine obtained above are used to calculate the corresponding parameters as applied to the temperature and climatic conditions of specific areas of engine operation in the range of operating outdoor temperatures t _BX = ± 50 ° C. Extreme values for the turbojet parameters for the indicated temperature range, obtained on the basis of test results using the mathematical model and data under standard atmospheric conditions (MSA), are presented in Table 3 and Table 4.

Таблица 3Table 3 t_ВХ,°C Температура на входе в ТРДt _VH , ° C Inlet temperature in the turbojet engine -50-fifty -15-fifteen 00 +15+15 +20+20 +50+50 R, кгс Усилие от тягиR, kgf Thrust force 12001200 10001000 980980 970970 950950 900900 n, % Частота вращенияn,% Speed 9696 9898 9999 100one hundred 100one hundred 100one hundred

Таблица 4Table 4 t_ВХ,°Ct _VH , ° C -50-fifty -15-fifteen 00 +15+15 +20+20 +50+50 K_R K _r 0,810.81 0,970.97 0,990.99 1one 1,0211,021 1,0781,078 K_n K _n 1,0421,042 1,021,02 1,011.01 1one 1one 1one

Из табл.3 и табл.4 видно, что тяга в экстремальном диапазоне температур от (-50)°C до (+50)°C изменяется на одну треть при изменении оборотов на 4%.From table 3 and table 4 it is seen that the thrust in the extreme temperature range from (-50) ° C to (+50) ° C changes by one third with a change in speed of 4%.

Таким образом, изобретение позволяет повысить достоверность результатов испытаний турбореактивных двигателей с учетом принятых программ управления.Thus, the invention improves the reliability of the test results of turbojet engines, taking into account the adopted control programs.

Изложенную выше последовательность испытания ТРД применяют для оценки изменения тяги для различных температурно-климатических условий и режимов работы двигателя на этапе серийного промышленного производства авиационных турбореактивных двигателей.The foregoing test sequence of the turbojet engine is used to assess thrust changes for various temperature and climatic conditions and engine operating conditions at the stage of serial industrial production of aircraft turbojet engines.

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; at least eight modules are assembled - from a low-pressure compressor (LPC) to an all-mode rotary 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 an engine module-by-module, which is performed by a double-circuit, two-shaft, while an intermediate case is mounted on a 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 a low pressure turbine (low pressure turbine), mixer, front-end device, afterburner, and rotary jet nozzle, including a rotatable device, which is preferably detachably fixed with a fixed element to the afterburner, are sequentially coaxially installed behind the gas generator and adjustable a jet nozzle, which is likewise attached to the movable element of the rotary device with the possibility of making turns to change direction thrust vector; 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; after assembly, the engine is tested to assess the impact of climatic conditions (VKU) on changing the operational characteristics of a serial turbojet engine; for this, not less than one, for representativeness, three to five mass-produced copies of the turbojet engines is subjected; turbojet tests are carried out in various modes, the parameters of which correspond to the parameters of the flight modes in the range programmed for a specific series of engines, measure and bring the obtained parameter values to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the turbojet flow part with changing atmospheric conditions , at the same time, a mathematical model of the turbojet engine is preliminarily created, and it is adjusted according to the results of bench tests; from three to five identical turbojet engines, and then, using a mathematical model, the turbojet engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes, and the actual parameter values at specific atmospheric air temperatures of each test mode are referred to parameter values under standard atmospheric conditions and correction coefficients for the measured parameters depending on the temperature of the atmospheric air are adjusted, and the measured parameters are brought to standard atmospheric conditions by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of the atmospheric pressure from the standard one and by a correction factor reflecting the dependence of the measured parameter values on the temperature of the air, registered during specific tests of the turbojet engine, and the axis of rotation of the rotary device is performed rotated relative horizontal axis at least 30 ° clockwise for the right engine and at least 30 ° counterclockwise for the left engine.

2. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that during installation, the axis of the adjustable jet nozzle is executed deflected downward from the neutral position of the engine axis by an angle of (2 ° ÷ 3 ° 30 ').

3. 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.

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

5. 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.

6. 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 outer engine casing to the front support, and the radial racks perform consisting of a fixed hollow and controllable movable elements, while at least part of the radial struts are combined with the channels of the oil system placed in other elements of the racks, with the ability to supply and drain oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the rotor of the low-pressure compressor.

7. 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 along the rotor shaft can be transferred to the compressor with the possibility of transmitting torque to the compressor from the specified turbine, and the high pressure fuel pump is similarly combined with the high pressure fuel pump with the formation of a common high-pressure rotor shaft A theater with the possibility of obtaining torque by a high-pressure compressor from the specified high-pressure turbine.

8. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 7, 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-TND, at least for the total axial length of the intermediate housing, the main combustion chamber and TND and set with coaxial coverage of the latter with the possibility of autonomous rotation of these shafts.

9. The method of mass production of a turbojet engine according to claim 4, characterized in that the external and internal engine circuits 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.

10. 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 the intake channel of heated air with the possibility of intake of the latter from the cavity located not less than the seventh impeller of the specified compressor.

11. A turbojet engine, characterized in that it is made according to any one of claims 1 to 10.