RU2545110C1

RU2545110C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2545110C1
Application number: RU2013149535/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Артюхов; Дмитрий Юрьевич Еричев; Игорь Александрович Кондрашов; Виктор Викторович Куприк; Ирик Усманович Манапов; Евгений Ювенальевич Марчуков; Константин Сергеевич Поляков; Сергей Анатольевич Симонов; 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: 2015-03-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building, namely to aircraft gas-turbine engines. A gas-turbine engine is two-stroke and two-shaft. The engine includes a gear box of propulsion units. The engine has been tested for gas-dynamic stability of operation of a compressor. A certain specimen or three to five specimens of a batch of mass-produced engines, which are identical for statistical representation of results, are tested on a test bench. The test bench is provided with an inlet aerodynamic device with a remotely controlled extension-type interceptor that crosses an air flow in an adjustable manner. The interceptor includes a calibrated scale of interceptor positions, which has a fixed critical point separating the engine by 2-5% from transition to surging. When necessary, tests are repeated for a certain set of modes as per regulations, which correspond to real operation mode of GTE under flight conditions.

EFFECT: improvement of the main performance data of an engine, volume and reliability of gas-dynamic stability of GTE operation, which is based on high static authenticity of data on allowable boundaries of frequency rotation modes of rotors of a compressor, with simultaneous simplification of the technology and reduction of labour input and power consumption of an engine test process.

8 cl, 4 dwg

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) с реактивной тягой, 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 корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. М.: «Наука», 2011, стр.19-46, рис.1.24).Known dual-circuit, twin-shaft gas turbine engine (GTE) with jet thrust, 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 similarly combined on the other shaft, coaxial with the first, an intermediate housing between the aforementioned 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.Sir otin et al. Fundamentals of designing the production and operation of aviation gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. M.: “Science”, 2011, pp. 19-46, Fig. 1.24).

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

Известен способ разработки и испытаний 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°С (SU 1151075 А1, опубл. 10.08.2004).A known method for the development and testing of aircraft gas turbine engines, including the development of predetermined modes, control parameters and evaluate them resource and reliability of the engine. In order to reduce the test time during engine refinement of 10-20%, tests are carried out with the gas temperature in front of the turbine exceeding the maximum operating temperature by 45-65 ° C (SU 1151075 A1, publ. 10.08.2004).

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 турбореактивных двигателей. М.: 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 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 turbojet engines. Moscow: Mashinostroenie, 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 С1, 27.12.2004).A known bench for testing a turbocharger of an internal combustion engine, which is additionally equipped with an adjustable heater, a second recuperative heat exchanger, a heat exchanger-cooler and an adjustable interceptor, made in the form of a housing with a central channel for gas passage and through holes located along the generatrix of the housing, connected to the atmosphere through controlled valves . An adjustable interceptor is installed at the compressor inlet of the turbocharger under test (RU 2199727 C1, 12/27/2004).

Недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний, выполняемых известными способами, и, как следствие, недостаточно высокая надежность оценки важнейших параметров двигателя в широком диапазоне режимов и условий эксплуатации. Наиболее существенным из указанных недостатков является необходимость многократного останова двигателя в процессе испытаний и многократной замены интерцепторов с различной аэродинамической прозрачностью, создающих ту или иную степень аэродинамических помех и снижения или увеличения потока воздуха, поступающего в испытуемый двигатель. Известная технология испытаний приводит к необходимости многократных запусков двигателя в процессе испытания и связана с пережогом топлива и непроизводительными затратами времени и труда испытателей.The disadvantages of these known technical solutions are the increased labor and energy intensity of tests performed by known methods, and, as a result, the reliability of the assessment of the most important engine parameters in a wide range of operating conditions and conditions is not high enough. The most significant of these drawbacks is the need for multiple engine shutdown during testing and multiple replacement of interceptors with different aerodynamic transparency, creating one degree or another of aerodynamic interference and reducing or increasing the flow of air entering the test engine. Known test technology leads to the need for multiple engine starts during the test and is associated with burnout of fuel and unproductive time and labor of testers.

Задача, решаемая изобретением, заключается в разработке ГТД, совокупность технических решений которого обеспечивает возможность оптимального регулирования допустимой тяги в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора без вхождения двигателя в помпаж при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги.The problem solved by the invention is to develop a gas turbine engine, the combination of 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 the engine entering the surge while increasing the reliability of determining the boundaries of the permissible range of thrust variation.

Поставленная задача решается тем, что газотурбинный двигатель, согласно изобретению, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, смонтированных предпочтительно по модульно-узловой системе, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками предпочтительно четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и соединенное с последней всережимное реактивное сопло; причем вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов; при этом статоры КНД и КВД выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы, кроме того, в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД; причем двигатель проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.The problem is solved in that the gas turbine engine according to the invention is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules mounted preferably in a modular-node system, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA), not more than three intermediate guides and an output straightening apparatus, as well as with a rotor having a shaft and a system of endowed blades, preferably four impellers; intermediate housing; a gas generator including assembly units — a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which is at least twice the number of the mentioned KND impellers; the main combustion chamber and the high pressure turbine (HPT); behind the gas generator, a low pressure turbine (LP), a mixer, a front-end device, an afterburner, and an all-mode jet nozzle connected to the latter are sequentially coaxially installed; moreover, an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed around the main combustion chamber body in the external circuit; in addition, the engine contains a box of drives of motor units; at the same time, the KND and KVD stators are each made in the form of at least two longitudinal-segment blocks, combined mainly on detachable joints with the possibility of disassembly for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit, in addition, in the form of similar longitudinal-segment blocks are made and combined on detachable connections nozzle apparatuses of turbines ТНД and ТВД; moreover, the engine is tested for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor, at least at the stage of serial industrial production, for which three or five copies from a batch of mass-produced engines, specific or identical to the statistical representativeness of the test, were tested on a bench equipped with an aerodynamic inlet device with adjustable crossing the air stream, mainly remotely controlled by a retractable interceptor with a graduated scale of interceptor positions, having a fixed critical point that separates the engine by 2-5% from the transition to surging, if necessary, with a repeat of the test on a set of regimes defined by the regulations that correspond to the modes characteristic of the subsequent actual operation of the gas turbine engine in flight conditions.

При этом газотурбинный двигатель может содержать электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.In this case, the gas turbine engine may contain electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules.

КНД может быть объединен с ТНД по валу с возможностью передачи от указанной турбины крутящего момента, а КВД объединен с ТВД с возможностью получения последним крутящего момента от турбины высокого давления через автономный вал ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и турбины низкого давления.KND can be combined with a high-pressure pump on a shaft with the possibility of transmitting torque from a specified turbine, and a high-pressure pump is combined with a high-pressure pump with the possibility of receiving the latest torque from a high-pressure turbine through an autonomous shaft of the KVD-TVD rotor, coaxially rotatably covering the KND-TND rotor shaft in parts of length and shorter than the last, at least by the total axial length of the intermediate casing, the main combustion chamber and the low pressure turbine.

Статор КВД может содержать входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.The stator of the HPC may contain an input guide vane, no more than eight intermediate guides and an output rectifier.

Входной направляющий аппарат КНД может быть снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.The KND input guide apparatus can be equipped with radial racks consisting of fixed and controllable movable elements, uniformly spaced in the plane of the input section with an angular frequency in the range (3.0 ÷ 4.0) units / rad.

Входной направляющий аппарат КНД может содержать предпочтительно двадцать три радиальные стойки, длина которых ограничена наружным и внутренним кольцами ВНА, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора компрессора низкого давления.The LPC input guide apparatus may preferably comprise twenty-three radial struts, the length of which is limited by the outer and inner rings of the BHA, with at least a portion of the radial struts aligned with the channels of the oil system located in the stationary elements of the struts, with the possibility of supplying and discharging oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the rotor of the low-pressure compressor.

Площадь фронтальной проекции входного проема F_{вх. пр.} ВНА КНД, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе - контуром внутреннего кольца ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.The area of the frontal projection of the input opening F _{I etc.} VNA KND, geometrically determining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring of the VHA, and at a smaller radius, by the 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 , (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F _pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.

При испытаниях экспериментально подтверждена область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.During the tests, the region of gas-dynamic stability of the engine’s operation was experimentally confirmed, including for the regime with the smallest GDU margin with counter throttle response checked according to the regulations: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position and in the frequency phases rotation corresponding to the values of intermediate irregularities with checking engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is set to “max “high revolutions” with the resulting determination of the reserves of gas-dynamic stability of the engine compressor.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке ГТД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора. Это достигается за счет применения в двигателе разработанной в изобретении совокупности основных модулей и сборочных единиц с параметрами и техническими решениями регулирования подачи воздуха без введения двигатель 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 по 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 the development of a gas turbine engine 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 due to the use in the engine of the set of basic modules and assembly units developed in the invention with the parameters and technical solutions for regulating air supply without introducing the engine into the surge, which are tested by the compressor gas dynamic stability test system proposed in the invention with simplified technology and reduced labor and energy consumption 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 test technology of the invention provides the ability to reliably determine the experimentally confirmed stock 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 А-А на фиг.2, где Н_и - высота интерцептора, D_кан - диаметр канала входного устройства;Figure 3 - a section along A-A in Figure 2, where H _and - 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.

Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Газотурбинный двигатель содержит не менее восьми модулей, смонтированных предпочтительно по модульно-узловой системе, включая компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.The gas turbine engine is double-circuit, twin-shaft. The gas turbine engine contains at least eight modules mounted preferably in a modular-node system, including a low pressure compressor 1, an intermediate housing 2 and a gas generator.

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

Газогенератор включает сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления со статором, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.The gas generator includes assembly units - a high pressure compressor 9 with a stator, a main combustion chamber 10 and a high pressure turbine 11.

КВД 9 включает статор, а также ротор с валом 12 и системой оснащенных лопатками 13 рабочих колес 14. При этом число рабочих колес 14 КВД 9 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 7 КНД 1.KVD 9 includes a stator, as well as a rotor with a shaft 12 and a system of impellers 14 equipped with blades 13. Moreover, the number of impellers 14 of the KVD 9 is at least twice the number of impellers 7 of the KND 1.

За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 15 низкого давления, смеситель 16, фронтовое устройство 17, форсажная камера 18 сгорания и соединенное с форсажной камерой 18 сгорания всережимное реактивное сопло 19.Behind the gas generator, a low pressure turbine 15, a mixer 16, a frontal device 17, a combustion afterburner 18, and an all-mode jet nozzle 19 connected to the afterburner 18 are connected in series.

Вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания во внешнем контуре 20 установлен воздухо-воздушный теплообменник 21, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.Around the body of the main combustion chamber 10, an air-air heat exchanger 21 is assembled in an external circuit 20, assembled from at least sixty tubular block modules.

Двигатель содержит также коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).The engine also contains a box of drives of motor units (not shown in the drawings).

Статоры КНД 1 и КВД 9 выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы. В виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты 22 турбин 11 и 15 соответственно высокого и низкого давления.The stators KND 1 and KVD 9 are each made in the form of longitudinally segmented units in an amount of at least two, united mainly on detachable joints with the possibility of disassembly for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit. In the form of similar longitudinal-segment blocks, nozzle devices 22 of turbines 11 and 15, respectively, of high and low pressure, are made and combined on detachable joints.

Двигатель проверен на газодинамическую устойчивость работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства. Для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров двигателя из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством 23 с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 24 с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.The engine is tested for gas-dynamic stability of the compressor, at least at the stage of mass production. Why concrete or identical to the statistical representativeness of the results, three to five copies of the engine from a batch of mass-produced engines tested on the stand. The stand is equipped with an aerodynamic inlet device 23 with adjustable crossover of the air flow, mainly remotely controlled by a retractable interceptor 24 with a graduated scale of the position of the interceptor, having a fixed critical point that separates the engine by 2-5% from the transition to surge, if necessary, with a repeat of the test at a certain according to the regulations, a set of modes corresponding to the modes characteristic of the subsequent real work of the gas turbine engine in flight conditions.

Газотурбинный двигатель содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули (на чертежах не показано).A gas turbine engine contains electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules (not shown in the drawings).

Компрессор 1 низкого давления объединен с турбиной 15 низкого давления по валу 6 с возможностью передачи от турбины 15 крутящего момента. Компрессор 9 высокого давления объединен с турбиной 11 высокого давления с возможностью получения последним крутящего момента от турбины 11 через автономный вал 12 ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал 6 ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 2, основой камеры 10 сгорания и турбины 15 низкого давления.The low pressure compressor 1 is integrated with the low pressure turbine 15 along the shaft 6 with the possibility of transmitting torque from the turbine 15. The high-pressure compressor 9 is combined with the high-pressure turbine 11 with the possibility of obtaining the latest torque from the turbine 11 through the autonomous shaft 12 of the HPH-HPH rotor, coaxially rotatably covering the shaft 6 of the KND-TND rotor for a length part and made shorter than the last, at least , on the total axial length of the intermediate casing 2, the basis of the combustion chamber 10 and the low pressure turbine 15.

Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 25, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 26 и выходной спрямляющий аппарат 27.The stator KVD 9 contains an input guide vane 25, no more than eight intermediate guide vanes 26 and an output rectifier 27.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 28, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.The input guide apparatus 3 of the KND 1 is equipped with radial racks 28 consisting of a fixed and a controlled movable element, uniformly spaced in the plane of the input section with an angular frequency in the range (3.0 ÷ 4.0) units / rad.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит предпочтительно двадцать три радиальные стойки 28. Длина радиальных стоек 28 ограничена наружным и внутренним кольцами 29 и 30 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 28 совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора компрессора низкого давления.The input guide device 3 KND 1 preferably contains twenty-three radial racks 28. The length of the radial racks 28 is limited by the outer and inner rings 29 and 30, respectively, VNA. At least part of the radial struts 28 is aligned with the channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supplying and discharging oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the low pressure compressor rotor.

Площадь фронтальной проекции входного проема F_{вх. пр.} входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 31, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 29 ВНА, а на меньшем радиусе - контуром внутреннего кольца 30 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока 32 и радиальных стоек 28, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 29 ВНА в плоскости входного проема.The area of the frontal projection of the input opening F _{I etc. of the} input guide vane 3 KND 1, which geometrically defines the cross section of the inlet mouth of the air intake channel 31, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring 29 of the BHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring 30 of the BHA, made larger than the total aerodynamic shading area F _ct , created by the frontal projection of the Coca 32 and radial racks 28, (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total circle area F _pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring 29 VNA in the plane of the inlet opening.

Пример реализации способа испытания газотурбинного двигателя.An example implementation of a test method for a gas turbine engine.

На стадии разработки испытанию подвергают двухконтурный ТРД с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.At the development stage, a double-circuit turbojet 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 23 через фланец 33. Устройство 23 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 24, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 24 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 23. Для этого интерцептор 24 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 34 с гидроцилиндром 35, и шкалой выдвижения интерцептора 24, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.Install the engine on the test bench and communicate with the inlet aerodynamic device 23 through the flange 33. The device 23 is equipped with an adjustable-controlled retractable interceptor 24, installed with the possibility of crossing the air flow supplied to the engine. The interceptor 24 is configured to create unevenness and control the amount of air entering the engine in the range from 0 to 100% by zero, intermediate or complete overlap of the working section area of the inlet aerodynamic device 23. For this, the interceptor 24 is equipped with an electric drive containing a drive rod 34 with a hydraulic cylinder 35 , and the extension scale of the interceptor 24, graduated in increments of 1% of the inlet cross-sectional area of the air flow supplied to the engine.

Выводят испытуемый ГТД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 24 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 24 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 the regime to the 0.05Max mode and with a sequential iteration to the boundary of the loss of gas-dynamic stability. To do this, at each of the modes, the interceptor 24 is successively pushed into the air flow section with a step of (1-5)% of the area of the specified section, bringing to signs of surge. As a result of this test phase, the limit value of the rotor speed with a minimum margin of gas-dynamic stability is determined, which is 0.8 Max when the interceptor 24 is extended by 73%.

Затем путем обратного перемещения интерцептора 24 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости, устанавливают, что при смещении интерцептора 24 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by backward movement of the interceptor 24 in the range up to 7% of the maximum position at which a surge occurred with loss of gas-dynamic stability, it is established that there is no sign of surge when the interceptor 24 is shifted by 5%, the engine is running stably.

Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 24 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.An analysis of the test results is carried out, taking into account that the resulting tests were performed without disruption in surging with the maximum introduction of the interceptor 24 at the rotor revolutions, creating a minimum margin of stability, the gas-dynamic stability of this type of gas turbine engine is established in the full range of engine rotor revolutions.

Изложенную выше последовательность испытания ГТД на газодинамическую устойчивость применяют на всех этапах от разработки и доводки до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных двигателей.The above sequence of testing gas turbine engines for gas-dynamic stability is used at all stages from development and development to industrial production, operation and overhaul of aircraft engines.

Claims

1. A gas turbine engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules mounted in a modular-node system, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VNA), no more than three intermediate guides and an output straightening apparatus, as well as with a rotor having a shaft and a system of endowed blades, preferably four impellers; intermediate housing; a gas generator including assembly units — a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which is at least twice the number of the mentioned KND impellers; the main combustion chamber and the high pressure turbine (HPT); behind the gas generator, a low pressure turbine (LP), a mixer, a front-end device, an afterburner, and an all-mode jet nozzle connected to the latter are sequentially coaxially installed; moreover, an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed around the main combustion chamber body in the external circuit; in addition, the engine contains a box of drives of motor units; wherein the KND and KVD stators are each made in the form of at least two longitudinal-segment blocks, connected to detachable joints with the possibility of disassembly for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit, in addition, in the form of similar longitudinal-segment blocks nozzle apparatuses of turbines ТНД and theater of operations are combined on detachable joints; moreover, the engine is tested for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor at the stage of serial industrial production, for which specific or identical for statistical representativeness of the results, three to five copies from a batch of mass-produced engines are tested on a bench equipped with an aerodynamic inlet device with adjustable air flow, mainly remotely controlled retractable interceptor with a graduated scale of interceptor positions having a fixed riticheskuyu point separating the engine at 2-5% in transition from surging, repeat the test on a certain set of regulation modes, the appropriate mode characteristic for the subsequent actual operation TBG in the flight conditions.

2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that it contains electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables of the diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules.

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

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

5. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the inlet guide apparatus of the low-pressure compressor is equipped with radial struts consisting of fixed and controllable movable elements, uniformly spaced in the plane of the inlet section with an angular frequency in the range (3.0 ÷ 4.0) u / glad

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

7. The gas turbine engine according to claim 5, characterized in that the frontal area of the inlet opening is F _in.ex. BHA KND, geometrically determining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring of the BHA, and at a smaller radius, by the contour of the inner ring of the BHA, 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. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.

8. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that during the tests, the region of gas-dynamic stability of the engine operation is experimentally confirmed, including for the regime with the smallest GDU reserve with on-board throttle response, checked according to the regulations: shutter speed at maximum speed, speed reset by setting the engine control lever to the “low gas” position and in the phases of the rotational speed corresponding to the values of intermediate irregularities with a check of engine throttle response for maximum operation when Lever the engine control lever to the “maximum speed” position with the resulting determination of the gas-dynamic stability reserves of the engine compressor.