RU2544686C1 - Adjustment method of test gas-turbine engine - Google Patents
Adjustment method of test gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2544686C1 RU2544686C1 RU2013149526/06A RU2013149526A RU2544686C1 RU 2544686 C1 RU2544686 C1 RU 2544686C1 RU 2013149526/06 A RU2013149526/06 A RU 2013149526/06A RU 2013149526 A RU2013149526 A RU 2013149526A RU 2544686 C1 RU2544686 C1 RU 2544686C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas turbine
- experimental
- tests
- gas
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to aircraft gas turbine engines.
Известен двухконтурный, двухвальный газотурбинный двигатель (ГТД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва, изд. «Наука», 2011 г., стр.19-46, рис.1.24).Known double-circuit, twin-shaft gas turbine engine (GTE), including turbocompressor complexes, one of which contains a compressor and a low pressure turbine mounted on one shaft, and the other contains a compressor and a high pressure turbine, an intermediate separation housing, similarly combined on the other shaft, coaxial with the first between the aforementioned compressors, the external and internal circuits, the main and afterburner combustion chambers, a chamber for mixing gas-air flows of the working fluid and an adjustable nozzle (N.N. Siroti and others. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system.
Известен газотурбинный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989, с.12-88).Known gas turbine engine, which is a dual-circuit, contains a housing supported by compressors and turbines, a cooled combustion chamber, a fuel pump group, jet nozzles, as well as a control system with command and executive bodies (Design and engineering of aircraft gas turbine engines. Edited by D .V. Chronin. M.: Mechanical Engineering, 1989, p.12-88).
Известен способ испытания авиационных газотурбинных двигателей, 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 of testing aircraft gas turbine engines, including the development of predetermined modes, parameter control and assessment of resource and reliability of the engine. In order to reduce the test time during engine refinement of 10-20%, tests are carried out with the gas temperature in front of the turbine exceeding the maximum operating temperature by 45-65 ° C (SU 1151075 A1, publ. 10.08.2004).
Известен способ испытаний газотурбинного реактивного двигателя, заключающийся в создании на входе в двигатель неравномерности потока воздуха путем установления сеток во входном канале для определения границы устойчивой работы компрессора. Для введения компрессора двигателя в помпаж требуется набор сеток, которые устанавливаются во входной канал поочередно последовательно ступенчато, увеличивая неравномерность, что приводит к увеличению количества запусков, затрат энергии и времени для установки сеток во входной канал и проведения испытаний (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с., стр.13-15).A known method of testing a gas turbine jet engine, which consists in creating at the entrance to the engine uneven air flow by establishing grids in the inlet channel to determine the boundary of the stable operation of the compressor. To introduce an engine compressor into a surge, a set of grids is required that are installed in the input channel alternately sequentially stepwise, increasing the unevenness, which leads to an increase in the number of starts, energy consumption and time for installing the grids in the input channel and testing (Yu.A. Litvinov, V .O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft gas turbine engines. Moscow: Mechanical Engineering, 1979, 288 pp., Pp. 13-15).
Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, который дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником-охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Регулируемый интерцептор установлен на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора (RU 2199727 C1, 27.12.2004).A known bench for testing a turbocharger of an internal combustion engine, which is additionally equipped with an adjustable heater, a second recuperative heat exchanger, a heat exchanger-cooler and an adjustable interceptor, made in the form of a housing with a central channel for gas passage and through holes located along the generatrix of the housing, connected to the atmosphere through controlled valves . An adjustable interceptor is installed at the compressor inlet of the turbocharger under test (RU 2199727 C1, 12/27/2004).
Недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний, выполняемых известными способами, и, как следствие, недостаточно высокая надежность оценки важнейших параметров двигателя в широком диапазоне режимов и условий эксплуатации. Наиболее существенным из указанных недостатков является необходимость многократного останова двигателя в процессе испытаний и многократной замены интерцепторов с различной аэродинамической прозрачностью, создающих ту или иную степень аэродинамических помех и снижения или увеличения потока воздуха, поступающего в испытуемый двигатель. Известная технология испытаний приводит к необходимости многократных запусков двигателя в процессе испытания и связана с пережогом топлива и непроизводительными затратами времени и труда испытателей.The disadvantages of these known technical solutions are the increased labor and energy intensity of tests performed by known methods, and, as a result, the reliability of the assessment of the most important engine parameters in a wide range of operating conditions and conditions is not high enough. The most significant of these drawbacks is the need for multiple engine shutdown during testing and multiple replacement of interceptors with different aerodynamic transparency, creating one degree or another of aerodynamic interference and reducing or increasing the flow of air entering the test engine. Known test technology leads to the need for multiple engine starts during the test and is associated with burnout of fuel and unproductive time and labor of testers.
Задача заключается в разработке способа доводки опытного газотурбинного двигателя, совокупность технических решений которого обеспечивает возможность оптимального регулирования допустимой тяги в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора без вхождения двигателя в помпаж, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания на этапе доводки опытных ГТД при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги.The task is to develop a refinement method for an experimental gas turbine engine, the totality of the technical solutions of which provides the possibility of optimal regulation of permissible thrust in the full range of gas-dynamic stability of the compressor without entering the surge, as well as to simplify the technology and reduce the labor and energy costs of the test process at the stage of finalizing experimental gas turbine engines while increasing the reliability of determining the boundaries of the permissible range of variation of thrust.
Поставленная задача решается тем, что в способе доводки опытного газотурбинного двигателя, согласно изобретению, доводке подвергают опытный двигатель, выполненный двухконтурным, двухвальным, при этом доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ГТД; на каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам статистически репрезентативное количество, преимущественно, от одного до пяти экземпляров и проводят обследование состояния каждого испытанного из упомянутого количества экземпляров опытного двигателя; для анализа и оценки состояния при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного двигателя, обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль, в том числе компрессор низкого давления (КНД) с входным направляющим аппаратом (ВНА), содержащим силовые радиальные стойки, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов и равномерно разнесенные в плоскости входного сечения с угловой частотой размещения стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед./рад, а также ротор с валом, содержащим, предпочтительно, не более четырех рабочих колес с системой лопаток; газогенератор, включающий сборочные узлы - промежуточный корпус, компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления; последовательно расположенные за газогенератором, соосно установленные турбину низкого давления; смеситель; фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, предпочтительно, разъемно прикрепленное неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, аналогично прикрепленное к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги; а также установленный над основной камерой сгорания во внешнем контуре модуль воздухо-воздушный теплообменник, при необходимости обследуя любой не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей последнего, кроме того, обследуют и производят необходимую доводку коробки приводов двигательных агрегатов (КДА) и объединяющих указанные модули электрическую, пневматическую, гидравлические - топливную и масляную системы, включая при необходимости замену датчиков, командных блоков, исполнительных механизмов и кабелей систем диагностики и автоматического управления двигателем; при этом подвергают доводке опытный ГТД, ось вращения указанного поворотного устройства реактивного сопла которого выполнена 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; причем в программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора; для этого испытуемый опытный двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством, которое снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке воздуха, подаваемого в двигатель, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж; повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях; экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя; после устранения выявленных на первом этапе доводочных испытаний дефектов и выполнения необходимой доработки опытного двигателя приступают к следующему этапу доводки, выполняя испытания, анализируя результаты и устраняя дефекты по алгоритму, аналогичному алгоритму первого этапа, и повторяют этапы в итерационной последовательности количество раз, необходимое и достаточное для доведения параметров опытного ГТД до уровня соответствия требованиям, предъявляемым на приемо-сдаточных испытаниях.The problem is solved in that in the method of refinement of an experimental gas turbine engine, according to the invention, the experimental engine is subjected to refinement, made by double-circuit, twin-shaft, while the engine is finalized in stages, for which a program and algorithms for final testing of the experimental gas turbine engine are developed; at each stage, a statistically representative amount, preferably from one to five copies, is tested for compliance with the specified parameters and the condition of each tested from the mentioned number of copies of the experimental engine is examined; for analysis and assessment of the condition, if necessary, disassemble, followed by possible refinement and / or replacement of parts of any of the modules and / or components of the experimental engine, inspect and, if necessary, replace any of the modules damaged in the tests or inadequate with the required parameters, including a low compressor pressure (KND) with an input guide vane (VNA) containing radial power racks consisting of a stationary hollow and controllable movable elements and uniformly spaced . The inlet section of bone with an angular frequency within a range of accommodation racks (3,0 ÷ 4,0) U / rad, and the rotor shaft, having, preferably, no more than four impellers with vanes system; a gas generator including assembly units — an intermediate casing, a high pressure compressor, a main combustion chamber and a high pressure turbine; sequentially located behind the gas generator, coaxially mounted low-pressure turbine; mixer; a front-mounted device, a combustion afterburner, and an all-mode rotary jet nozzle, including a rotary device, preferably detachably attached by a fixed element to the afterburner, and an adjustable jet nozzle similarly attached to the movable element of the rotary device with the possibility of making turns to change the direction of the thrust vector; as well as an air-air heat exchanger module installed above the main combustion chamber in the external circuit, if necessary, inspecting any of at least sixty tubular block modules of the latter, in addition, they inspect and produce the necessary refinement of the motor unit drive box (KDA) and combining these modules electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, including, if necessary, replacing sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic systems and av engine control; at the same time, the experimental gas turbine engine is refined, the axis of rotation of the indicated rotary device of the jet nozzle of which is rotated relative to the horizontal axis by an angle of at least 30 °, preferably (32 ÷ 34) ° clockwise (NP view) for the right engine and at an angle of at least 30 °, preferably at (32 ÷ 34) ° counterclockwise (view in np) for the left engine; moreover, in the program of development tests with subsequent refinement include testing the engine for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor; for this, the test experimental engine is placed on a bench with an aerodynamic inlet device, which is equipped with an adjustable air flow that can be controlled remotely controlled by a retractable interceptor with a graduated scale of the position of the interceptor in the air flow supplied to the engine with a fixed critical point separating the engine by 2-5 % of the transition to surge; repeat the tests on a set of modes defined by the regulations corresponding to the modes characteristic of the subsequent real work of the gas turbine engine in flight conditions; experimentally confirm the area of gas-dynamic stability of operation and, at least in the mode with the least margin of gas-dynamic stability, perform counter-throttle response according to the regulations: holding at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position, and when the frequency value is reached rotation corresponding to the value of the developed unevenness, perform engine throttle response to maximum mode by translating the engine control lever into Proposition "maximum speed" and define reserves dynamic stability of the engine compressor; after eliminating the defects identified at the first stage of the final testing and performing the necessary refinement of the experimental engine, they proceed to the next stage of tuning, performing tests, analyzing the results and eliminating defects according to an algorithm similar to the algorithm of the first stage, and repeat the steps in an iterative sequence the number of times necessary and sufficient for bringing the parameters of the experimental gas turbine engine to the level of compliance with the requirements for acceptance tests.
Испытания на ГДУ опытного ГТД могут производить на стенде, имеющем входное аэродинамическое устройство, снабженное выдвижным, преимущественно, дистанционно управляемым интерцептором, регулируемо пересекающим воздушный поток, подводят к двигателю и создают на входе неравномерность воздушного потока, затрудняющую подачу воздуха, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова; градуируют шкалу положений интерцептора, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения, затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности, которые задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора в положения, соответствующие определенной неравномерности потока, и при положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.Tests on the gas turbine engine of an experimental gas turbine engine can be performed on a bench having an aerodynamic inlet device equipped with a retractable, predominantly, remotely controlled interceptor that controls the air flow, is brought to the engine and creates air flow irregularities that impede air supply, and bring the engine to a surge, fix the boundary of stable operation of the engine, detecting when the signs of surge appear, the mark of the critical position of the interceptor, while the engine is not brought to a stop; calibrate the scale of the position of the interceptor, corresponding to the growth of irregularities in the aerodynamic flow and a decrease in the flow to the engine in fractions of the critical surge value, then, according to the results of determining the boundary of the stable operation of the compressor of the test engine, determine for one, and if necessary sequentially for the selected volume of representative modes, boundary and intermediate irregularities that are set by sequentially setting the retractable interceptor in position, respectively those with a certain flow irregularity, and at positions that are successively close to critical, they perform counter-throttle response according to the following rules: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position, and when the speed value corresponding to the value worked out unevenness, perform engine throttle to maximum mode by moving the engine control lever to the "maximum speed" position and determine reserves of gas-dynamic stability of the engine compressor.
Доводке могут подвергать опытный двигатель, ВНА КНД которого содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, соединяющие наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем, по меньшей мере, часть стоек совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора КНД.They can be finished up with an experimental engine, the VNA of the low-pressure switch of which preferably contains twenty-three radial struts connecting the outer and inner rings of the VNA with the possibility of transferring loads from the external engine casing to the front support, and at least part of the struts is aligned with the channels of the oil system, placed in the stationary elements of the racks, with the ability to supply and drain oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the low pressure rotor.
Доводке могут подвергать опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема Fвх. пр ВНА КНД которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн, ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.Finishing can be subjected to an experimental gas turbine engine, the frontal area of the input opening F I. pr VNA KND which geometrically defines the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded by a larger radius by the inner contour of the outer ring of the VHA, and by a smaller radius by the inner contour of the inner ring of the VNA, which is larger than the total area of aerodynamic shading F c created by the frontal projection of the coke and radial struts , in (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F pln , limited by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet .
После определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора в аэродинамическом потоке в последующем могут применять указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы ГТД, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя, при этом интерцептор также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.After determining the critical point of the engine’s transition to surge and compiling the scale of the interceptor positions in the aerodynamic flow, they can subsequently use the indicated experimentally obtained scale with a fixed critical point of the interceptor to verify the gas-dynamic stability of the gas turbine engine operation, including when performing counter acceleration according to the regulations: shutter speed at maximum mode, resetting the rotational speed and performing throttle response to determine the stock of gas-dynamic stability of the computer the engine spring, while the interceptor is also not brought to a critical surge position for a safety tolerance of 2-5% of the critical.
При выполнении повторных статистических испытаний на ГДУ или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя могут производить на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.When performing repeated statistical tests on a gas turbine engine or during an accelerated test cycle, the check of the gas-dynamic stability of the engine can be performed in the mode or modes with the level of unevenness and a general decrease in the air flow into the engine, as close as possible to the critical surge level with the reduction or exclusion of intermediate modes.
Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке способа доводки газотурбинного двигателя, выполненного с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора. Это достигается за счет применения в двигателе разработанной в изобретении совокупности основных модулей с параметрами и техническими решениями регулирования подачи воздуха без введения двигателя в помпаж, которые проверены предложенной в изобретении системой испытаний на газодинамическую устойчивость компрессора с упрощенной технологией и сокращением трудо- и энергоемкости испытаний. Предложенная система построена на применении выдвижного интерцептора с регулированием подачи воздуха без останова процесса испытания, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Выдвижной интерцептор обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступления воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Технология испытания на этапе доводки опытного ГТД по настоящему изобретению обеспечивает возможность надежного определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости. Применение изобретения открывает возможность обеспечить по предложенной системе работу двигателя в допустимом диапазоне ГДУ на новом, более высоком уровне надежности и эксплуатации с лучшим качеством.The technical result provided by the given set of features consists in developing a method for tuning a gas turbine engine, performed with improved operational characteristics and more reliable determination of the boundaries of possible variation in thrust within the allowable range of gas-dynamic stability of compressor operation. This is achieved through the use in the engine of the set of basic modules developed in the invention with parameters and technical solutions for regulating air supply without introducing the engine into the surge, which are verified by the compressor gas dynamic stability test system proposed in the invention with simplified technology and reduced labor and energy consumption of tests. The proposed system is based on the use of a retractable interceptor with air supply regulation without stopping the test process, as well as the developed graduated scale for extending the interceptor into the air flow entering the engine. A retractable interceptor provides the creation of a percentage-adjusted reduction in air intake and created uneven flow to a boundary value at which gas-dynamic stability is maintained. The testing technology at the stage of finalizing the experimental gas turbine engine according to the present invention provides the possibility of reliable determination of the experimentally confirmed margin of gas-dynamic stability. The application of the invention opens up the possibility of ensuring the engine operation according to the proposed system in the permissible range of the GDU at a new, higher level of reliability and operation with better quality.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг.1 изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез;figure 1 shows a gas turbine engine, a longitudinal section;
на фиг.2 - входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;figure 2 - input device of an aerodynamic installation for testing an engine equipped with an interceptor, side view;
на фиг.3 - разрез по A-A на фиг.2, где Hи - высота интерцептора, Dкан - диаметр канала входного устройства;Figure 3 - a section along AA in Figure 2, and where H - the height of the spoiler, D kan - the diameter of the channel of the input device;
на фиг.4 - входной направляющий аппарат компрессора низкого давления, вид сверху.figure 4 - input guide apparatus of the low-pressure compressor, top view.
В способе доводки газотурбинного двигателя доводке подвергают опытный двигатель, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ГТД. На каждом этапе подвергают испытаниям ГТД на соответствие заданным параметрам статистически репрезентативное количество, преимущественно, от одного до пяти экземпляров двигателей и проводят обследование состояния каждого испытанного из упомянутого количества экземпляров опытного двигателя. Для анализа и оценки состояния ГТД при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного двигателя. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль.In the method of refining a gas turbine engine, a prototype engine made by double-circuit, twin-shaft is refined. The engine refinement is carried out in stages, for which they develop a program and algorithms for the final testing of an experimental gas turbine engine. At each stage, the gas turbine engine is tested for compliance with the specified parameters with a statistically representative amount, mainly from one to five engine copies, and a condition is examined for each tested engine from the said number of copies. To analyze and evaluate the state of a gas turbine engine, if necessary, disassemble with subsequent possible refinement and / or replacement of parts of any of the modules and / or units of the experimental engine. Inspect and, if necessary, replace any module damaged in the tests or inadequate with the required parameters, if modified.
ГТД содержит не менее восьми модулей - от компрессора 1 низкого давления до всережимного поворотного реактивного сопла. КНД включает входной направляющий аппарат 2, а также ротор с валом 3, содержащим, предпочтительно, не более четырех рабочих колес 4 с системой лопаток 5. ВНА 2 содержит силовые радиальные стойки 6, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. Радиальные стойки 6 равномерно разнесены в плоскости входного сечения с угловой частотой размещения стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед./рад.A gas turbine engine contains at least eight modules - from a low-
Газогенератор включает сборочные узлы, а именно, промежуточный корпус 7, компрессор 8 высокого давления, основную камеру 9 сгорания и турбину 10 высокого давления. За газогенератором последовательно расположены и соосно установлены турбина 11 низкого давления, смеситель 12, фронтовое устройство 13, форсажная камера 14 сгорания и всережимное поворотное реактивное сопло. Указанное сопло включает поворотное устройство 15, предпочтительно, разъемно прикрепленное неподвижным элементом к форсажной камере 14 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 16, аналогично прикрепленное к подвижному элементу поворотного устройства 15 с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги.The gas generator includes assemblies, namely, an
Над основной камерой 9 сгорания во внешнем контуре ГТД установлен модуль воздухо-воздушный теплообменник 17, при необходимости обследуя любой не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей последнего. Кроме того, обследуют и производят необходимую доводку коробки приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано) и объединяющих указанные модули электрическую, пневматическую, гидравлические - топливную и масляную системы, включая при необходимости замену датчиков, командных блоков, исполнительных механизмов и кабелей систем диагностики и автоматического управления двигателем.An air-air
Подвергают доводке опытный ГТД, ось вращения поворотного устройства 15 реактивного сопла которого выполнена 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 experimental gas turbine engine is refined, the axis of rotation of the
В программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора. Для этого испытуемый опытный двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством 18. Устройство 18 снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 19 с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке воздуха, подаваемого в двигатель, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях. Экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя. После устранения выявленных на первом этапе доводочных испытаний дефектов и выполнения необходимой доработки опытного двигателя приступают к следующему этапу доводки. На следующем этапе выполняют испытания, анализируют результаты и устраняют дефекты по алгоритму, аналогичному алгоритму первого этапа. Этапы повторяют в итерационной последовательности количество раз, необходимое и достаточное для доведения параметров опытного ГТД до уровня соответствия требованиям, предъявляемым на приемо-сдаточных испытаниях.The program of development tests with subsequent refinement includes testing the engine for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor. To do this, the test experimental engine is placed on a bench with an
При испытаниях на ГДУ опытный ГТД размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством 18 и создают на входе неравномерность воздушного потока, затрудняющую подачу воздуха и доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора 19. При этом не доводят двигатель до останова. Градуируют шкалу положений интерцептора 19, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения. Затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности. Указанные неравномерности задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора 19 в положения, соответствующие определенной неравномерности потока. При положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.When testing the gas turbine engine, the experimental gas turbine engine is placed on a bench with an
Доводке подвергают опытный двигатель, ВНА 2 КНД 1 которого содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 6, соединяющие наружное и внутреннее кольца 20 и 21 соответственно ВНА 2 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 22 двигателя на переднюю опору. По меньшей мере, часть стоек 6 совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора КНД.The experimental engine is refined,
Доводке подвергают опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема Fвх. пр ВНА 2 КНД 1 которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 23, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 20 ВНА 2, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца 21 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока 24 и радиальных стоек 6, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн, ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 20 ВНА в плоскости входного проема.The experimental gas turbine engine is subjected to refinement, the frontal projection area of the entrance aperture is F in. pr VNA 2
После определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора 19 в аэродинамическом потоке в последующем применяют указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя. При этом интерцептор 19 также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.After determining the critical point of the engine’s transition to surge and compiling the scale of the position of the
При выполнении повторных статистических испытаний на ГДУ или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя производят на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.When performing repeated statistical tests at the GDU or during an accelerated test cycle, the gas-dynamic stability of the engine is checked in the mode or modes with the level of unevenness and a general decrease in the air flow into the engine, as close as possible to the critical surge level with the reduction or exclusion of intermediate modes.
Пример реализации испытания газотурбинного двигателя на этапе доводки опытного ГТД.An example of the implementation of testing a gas turbine engine at the stage of finalizing an experimental gas turbine engine.
На стадии доводки испытанию подвергают опытный двухконтурный ГТД с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.At the final stage of testing, an experimental double-circuit gas turbine engine is tested with a minimum design gas-dynamic stability at a rotor speed of 0.8 Max, where Max is the maximum allowable rotor speed of a given engine.
Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 18 через фланец 25. Устройство 18 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 19, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 19 выполнен с возможностью создания неравномерности и регулирования количества поступающего в двигатель воздуха в интервале от 0 до 100% путем нулевого, промежуточного или полного перекрытия площади рабочего сечения входного аэродинамического устройства 18. Для этого интерцептор 19 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 26 с гидроцилиндром 27, и шкалой выдвижения интерцептора 19, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.The engine is mounted on a test bench and communicates with the
Выводят испытуемый ГТД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05 Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 19 в сечение воздушного потока с шагом (1-5)% от площади указанного сечения, доводя до признаков появления помпажа. В результате данного этапа испытания определяют граничное значение частоты вращения ротора с минимальным запасом газодинамической устойчивости, составляющее 0,8 Макс при выдвижении интерцептора 19 на 73%.The tested gas turbine engine is brought to the rotor rotation modes from “small gas” (MG) to Max with a step of changing revolutions from mode to 0.05 Max mode and with a sequential iteration to the boundary of loss of gas-dynamic stability. To do this, on each of the modes, the
Затем путем обратного перемещения интерцептора 19 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости, устанавливают, что при смещении интерцептора 18 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by backward movement of the
Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 18 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.An analysis of the test results is carried out, taking into account that the resulting tests were performed without disruption in surging with the maximum introduction of the
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149526/06A RU2544686C1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Adjustment method of test gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149526/06A RU2544686C1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Adjustment method of test gas-turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2544686C1 true RU2544686C1 (en) | 2015-03-20 |
Family
ID=53290737
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013149526/06A RU2544686C1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Adjustment method of test gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2544686C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113044242A (en) * | 2020-12-02 | 2021-06-29 | 中国航天空气动力技术研究院 | Pneumatic thermal modal test device |
| CN116399605A (en) * | 2023-05-10 | 2023-07-07 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Afterburner pneumatic characteristic simulation device for testing whole turbine of aero-engine |
| CN116481784A (en) * | 2023-03-28 | 2023-07-25 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Parallel type combined power and combined spray pipe verification method |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| SU1151075A1 (en) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE |
| RU2243530C1 (en) * | 2003-06-02 | 2004-12-27 | Самарская государственная академия путей сообщения | Test stand for internal combustion engine turbocompressor |
-
2013
- 2013-11-07 RU RU2013149526/06A patent/RU2544686C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1151075A1 (en) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2243530C1 (en) * | 2003-06-02 | 2004-12-27 | Самарская государственная академия путей сообщения | Test stand for internal combustion engine turbocompressor |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ЛИТВИНОВ Ю.А.и др. Характеристики иэксплуатационные свойства авиационных газотурбинных двигателей, Москва, Машиностроение, 1979, с.13-5. * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113044242A (en) * | 2020-12-02 | 2021-06-29 | 中国航天空气动力技术研究院 | Pneumatic thermal modal test device |
| CN116481784A (en) * | 2023-03-28 | 2023-07-25 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Parallel type combined power and combined spray pipe verification method |
| CN116481784B (en) * | 2023-03-28 | 2024-01-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Parallel type combined power and combined spray pipe verification method |
| CN116399605A (en) * | 2023-05-10 | 2023-07-07 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Afterburner pneumatic characteristic simulation device for testing whole turbine of aero-engine |
| CN116399605B (en) * | 2023-05-10 | 2024-06-07 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Afterburner pneumatic characteristic simulation device for testing whole turbine of aero-engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2487334C1 (en) | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation | |
| RU2544686C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU2551249C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2544634C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU2555928C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2544410C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2544412C1 (en) | Method of operational development of experimental turbojet engine | |
| RU2555939C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2013149497A (en) | METHOD FOR TURING AN EXPERIENCED TURBOREACTIVE ENGINE | |
| RU2551246C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2545110C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2551003C1 (en) | Method of operational development of experimental gas-turbine engine | |
| RU2544636C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2551013C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU142812U1 (en) | Turbojet engine test bench for turbojet AT dynamic stability, aerodynamic devices INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability and aerodynamic devices spoilers INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability | |
| RU2551007C1 (en) | Method of operational development of experimental gas-turbine engine | |
| RU144419U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2481565C1 (en) | Gas turbine engine, test method of gas turbine engine (versions), production method of gas turbine engine, adjustment method of gas turbine engine, industrial production method of gas turbine engines, and operating method of gas turbine engine | |
| RU2544632C1 (en) | Operating method of gas-turbine engine and gas-turbine engine operated by means of this method | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2545111C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2555933C2 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2551019C1 (en) | Adjustment method of test turbo-jet engine | |
| RU142810U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |