RU2551003C1

RU2551003C1 - Method of operational development of experimental gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2551003C1
Application number: RU2013149528/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Артюхов; Дмитрий Юрьевич Еричев; Игорь Николаевич Иванов; Владимир Валентинович Кирюхин; Игорь Александрович Кондрашов; Виктор Викторович Куприк; Ирик Усманович Манапов; Евгений Ювенальевич Марчуков; Дмитрий Алексеевич Мовмыга; Константин Сергеевич Поляков; Сергей Анатольевич Симонов; Николай Павлович Селиванов; Юрий Геннадьевич Шабаев
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date: 2013-11-07
Filing date: 2013-11-07
Publication date: 2015-05-20
Also published as: RU2013149528A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to air-engine building, namely to air gas turbine engines. The experimental double-circuit, two-shaft GTE is subjected to operational development. Operational development of GTE is performed step by step. At each phase from one to five GTEs are tested for compliance with the pre-set parameters. Any of damaged in tests or in inappropriate conditions module - from low pressure compressor up to an all-mode adjustable jet nozzle comprising an adjustable jet nozzle and the rotary device detachably fastened to afterburner the rotation axis of which is designed rotated with reference to the horizontal axis at minimum angle 30° is studied and in case of necessity is replaced by reworked ones. The program of tests with the subsequent finishing reworking includes tests of the engine for identification of influence of climatic effects on the change of operational performance of experimental GTE. Tests are performed with measurements of engine parameters at various operating conditions within configured range of flight modes for particular engine range to reference measured parameters to standard atmospheric conditions with due allowance for variation of working body properties and geometric characteristics of engine air-gas channel.

EFFECT: improvement of GTE performance, namely traction and reliability of the engine by operation in the full range of flight cycles in various climatic conditions, and also in simplification of technology and reduction of labour costs and power consumption of GTE test process at the phase of operational development of experimental GTE.

4 cl, 2 dwg, 4 tbl

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. М.: 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. Book 1. M .: Nauka, 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, заключающийся в измерении параметров по режимам работы двигателя и приведении их к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1979, 288 с., стр.136-137).A known method for the development and testing of aircraft gas turbine engines, which consists in measuring the parameters according to the operating modes of the engine and bringing them to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the engine flow part when changing atmospheric conditions (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft gas turbine engines. M.: Mashinostroenie, 1979, 288 pp., Pp. 136-137).

Известен способ испытания авиационных двигателей типа газотурбинных, 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 engines such as gas turbine, including the development of predetermined modes, parameter control and evaluation of resource and reliability of the engine. In order to reduce the test time during engine refinement of 10-20%, tests are carried out with the gas temperature in front of the turbine exceeding the maximum operating temperature by 45-65 ° C (SU 1151075 A1, publ. 10.08.2004).

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

Задача изобретения заключается в разработке способа доводки опытного газотурбинного двигателя, совокупность технических решений которого обеспечивает улучшение тяги и повышение достоверности эксплуатационных характеристик для разных температурно-климатических условий различных регионов и режимов эксплуатации двигателя, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на этапе доводки опытных ГТД при повышении репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона перечисленных ситуаций применительно к полетным циклам двигателя в учебных и боевых условиях в различных регионах и сезонных периодах эксплуатации.The objective of the invention is to develop a method for fine-tuning an experimental gas turbine engine, the totality of the technical solutions of which provides improved traction and increased reliability of operational characteristics for different temperature and climatic conditions of different regions and operating modes of the engine, as well as to simplify the technology and reduce labor costs and energy consumption of the gas turbine engine test the stage of finalizing the experimental gas turbine engine while increasing the representativeness of the test results for the full range of listed nnyh situations in relation to the flight motor cycles in training and combat conditions in different regions and seasonal periods of operation.

Поставленная задача решается тем, что в способе 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 испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий на изменение эксплуатационных характеристик опытного ГТД; для этого подвергают испытанию не менее чем один, для репрезентативности предпочтительно три-пять опытных двигателя; испытания опытного двигателя проводят на различных режимах, параметры которых соответствуют параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части ГТД при изменении атмосферных условий, при этом предварительно создают математическую модель ГТД, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных ГТД, а затем по математической модели определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях ГТД.The problem is solved in that in the method of refining an experimental gas turbine engine according to the invention, an experimental engine is subjected to refinement, made by double-circuit, twin-shaft, while the engine is refined 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, mainly 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, preferably containing not 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 made 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 (NP view) for the left engine; moreover, the test program with subsequent refinement includes engine tests to determine the influence of climatic conditions on the change in the operational characteristics of the experimental gas turbine engine; not less than one is tested for this, for representativeness, preferably three to five experimental engines; tests of the experimental engine are carried out in various modes, the parameters of which correspond to the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines, measure and bring the obtained values of the parameters to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the flow part of the turbine engine with changing atmospheric conditions, while preliminarily creating a mathematical model of a gas turbine engine, adjusting it according to the results of bench tests a representative amount of three to five identical gas turbine engines, and then, using a mathematical model, the engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes, and the actual values of the parameters specific atmospheric air temperatures of each test mode are referred to parameter values at standard atmospheres conditions and calculate the correction factors for the measured parameters depending on the temperature of the atmospheric air, and the conversion of the measured parameters to standard atmospheric conditions is carried out by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of the atmospheric pressure from the standard, and by a correction coefficient reflecting the dependence of the measured values of the parameters on temperature atmospheric air recorded in specific tests of a gas turbine engine.

Испытания ГТД могут проводить с измерением параметров его работы на различных режимах, параметры которых соответствуют по величине и предельным значениям параметров полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий, при этом предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, а затем по математической модели определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях, и с учетом полученных данных выполняют последующий цикл испытаний с нагружением двигателя, в процессе которого оценивают изменение параметров.GTE tests can be carried out with the measurement of its operation parameters in various modes, the parameters of which correspond to the size and limit values of the flight regime parameters in the range programmed for a specific series of engines, and the obtained parameters are brought to standard atmospheric conditions taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the engine’s flow part when atmospheric conditions change, while a preliminary mathematical model of the engine cite it according to the results of bench tests of a representative number of three to five engines, and then using the mathematical model determine the parameters of the engine under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests taking into account the adopted program of engine control at maximum and forced modes, moreover, the actual values of the parameters at specific atmospheric air temperatures of each test mode are referred to values of the parameters under standard atmospheric conditions and calculate the correction factors to the measured parameters depending on the temperature of the air, and bringing the measured parameters to standard atmospheric conditions is carried out by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor reflecting the dependence on air temperature recorded during specific tests, and taking into account the data obtained, by subsequent test cycle engine loading, in which changes in parameters.

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.A prototype engine may be fine-tuned, the BHA of the LPC which preferably contains twenty-three radial struts connecting the outer and inner rings of the BHA with the possibility of transferring loads from the external engine casing to the front support, and at least part of the struts is aligned with the channels of the oil system located in fixed 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 rotor.

Доводке могут подвергать опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема F_вх.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 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 experimental gas turbine engine can be finished up, the frontal projection area of the input opening F _inlet VNA _VNK KND which geometrically determines the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded on a larger radius by the inner contour of the outer ring of the VNA, and on a smaller radius by the inner contour of the inner ring of the VNA, exceeding the total area of aerodynamic shading F _z created by the frontal projection of the coke and radial struts is (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F _pl , faceted defined by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке способа доводки газотурбинного двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками, а именно тягой и повышенной надежностью указанных характеристик ГТД за счет более достоверного и корректного приведения экспериментально полученных параметров двигателя к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, а также в повышении репрезентативности результатов испытаний, проводимых на этапе доводки опытных ГТД, для полного диапазона полетных циклов в различных климатических условиях. Этого достигают тем, что в соответствии с изобретением перед проведением испытаний создают математическую модель двигателя. Проводят испытания репрезентативного количества двигателей из партии опытно произведенных ГТД по разработанной программе и спектру режимов испытаний. По результатам испытаний корректируют математическую модель, посредством которой на базе последующих испытаний при конкретных температурах определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах. Приведение измеренных значений параметров конкретных испытаний к стандартным осуществляют посредством поправочных коэффициентов.The technical result provided by the given set of features consists in developing a method for tuning a gas turbine engine with improved operational characteristics, namely, thrust and increased reliability of the specified characteristics of a gas turbine engine due to a more reliable and correct reduction of experimentally obtained engine parameters to parameters corresponding to standard atmospheric conditions, as well as in increasing the representativeness of the test results carried out at the stage of finalizing the experimental GTE, for fully th range of flight cycles in various climatic conditions. This is achieved by the fact that, in accordance with the invention, a mathematical model of the engine is created before testing. A representative number of engines from a batch of experimentally produced gas turbine engines are tested according to a developed program and a range of test modes. According to the test results, the mathematical model is corrected, by which, based on subsequent tests at specific temperatures, the engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various temperatures. Bringing the measured values of the parameters of specific tests to standard is carried out by means of correction factors.

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

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 - входной направляющий аппарат КНД, вид сверху.figure 2 - input guide apparatus KND, 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, of the engines, and the condition of each of the tested copies of the test engine tested is examined. 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-pressure compressor 1 to an all-mode rotary jet nozzle. KND includes an input guide apparatus 2, as well as a rotor with a shaft 3, preferably containing no more than four impellers 4 with a system of blades 5. VNA 2 contains power radial racks 6, consisting of a fixed hollow and controllable movable elements. Radial racks 6 are evenly spaced in the plane of the input section with the angular frequency of placement of racks in the range (3.0 ÷ 4.0) units / rad.

Газогенератор включает сборочные узлы, а именно промежуточный корпус 7, компрессор 8 высокого давления, основную камеру 9 сгорания и турбину 9 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 intermediate housing 7, a high pressure compressor 8, a main combustion chamber 9 and a high pressure turbine 9. Behind the gas generator, a low pressure turbine 11, a mixer 12, a frontal device 13, an afterburner 14 of the combustion and an all-mode rotary jet nozzle are sequentially located and coaxially mounted. The specified nozzle includes a rotary device 15, preferably detachably attached by a fixed element to the afterburner 14 of the combustion, and an adjustable jet nozzle 16, similarly attached to the movable element of the rotary device 15 with the possibility of making turns to change the direction of the thrust vector.

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 heat exchanger module 17 is installed above the main combustion chamber 9 in the external circuit of the gas turbine engine, if necessary, inspecting any of at least sixty tubular block modules of the latter. In addition, they inspect and produce the necessary fine-tuning of the drive box of the motor units (not shown in the drawings) and combining the specified modules electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, including, if necessary, replacing sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic systems and automatic engine control.

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 rotary device 15 of the jet nozzle of which is made rotated relative to the horizontal axis by an angle of at least 30 °, preferably (32 ÷ 34) ° clockwise (view in the direction of flight) for the right engine and at least an angle of 30 °, preferably at (32 ÷ 34) ° counterclockwise (view in the direction of flight) for the left engine.

В программу испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на определение влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик опытного ГТД. Для этого подвергают испытанию не менее чем один, для репрезентативности предпочтительно три-пять опытных двигателя. Испытания опытного двигателя проводят на различных режимах параметрах. Параметры соответствуют параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. Производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий. При этом предварительно создают математическую модель газотурбинного двигателя. Корректируют модель по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных ГТД. Затем по математической модели определяют параметры ГТД при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах. Фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент. Поправочный коэффициент отражает зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях ГТД.The test program with subsequent refinement includes engine tests to determine the influence of climatic conditions (VKU) on changing the operational characteristics of an experimental gas turbine engine. To do this, test at least one, for representativeness, preferably three to five experimental engines. Tests of the experimental engine are carried out on various parameters. The parameters correspond to the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines. Measurements are made and the obtained parameter values are brought to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the flowing part of a gas turbine engine when atmospheric conditions change. In this case, a mathematical model of a gas turbine engine is preliminarily created. The model is adjusted according to the results of bench tests of a representative amount of three to five identical gas turbine engines. Then, using the mathematical model, the gas turbine engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests, taking into account the adopted program for regulating the engine at maximum and forced modes. The actual values of the parameters at specific atmospheric air temperatures of each test mode are related to the values of the parameters under standard atmospheric conditions and correction factors are calculated for the measured parameters depending on the temperature of the atmospheric air. Bringing the measured parameters to standard atmospheric conditions is carried out by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor. The correction factor reflects the dependence of the measured parameter values on the temperature of the atmospheric air recorded in specific tests of the gas turbine engine.

Вариантно испытания ГТД проводят с измерением параметров его работы на различных режимах, параметры которых соответствуют по величине и предельным значениям параметров полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. Осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Также при этом предварительно создают математическую модель двигателя и корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей. По математической модели определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах. Фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях. С учетом полученных данных выполняют последующий цикл испытаний с нагружением двигателя, в процессе которого оценивают изменение параметров.Variant tests of a gas turbine engine are carried out with the measurement of the parameters of its operation in various modes, the parameters of which correspond to the size and limit values of the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines. The obtained parameters are brought into standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the engine flow part when atmospheric conditions change. Also, in this case, a mathematical model of the engine is preliminarily created and adjusted according to the results of bench tests of a representative amount of three to five engines. Using a mathematical model, the engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests, taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes. The actual values of the parameters at specific atmospheric air temperatures of each test mode are related to the values of the parameters under standard atmospheric conditions and correction factors are calculated for the measured parameters depending on the temperature of the atmospheric air. Bringing the measured parameters to standard atmospheric conditions is carried out by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor that reflects the dependence on the temperature of the atmospheric air recorded during specific tests. Based on the data obtained, a subsequent test cycle is performed with engine loading, during which the change in parameters is evaluated.

Доводке подвергают опытный двигатель, ВНА 2 КНД 1 которого содержит предпочтительно двадцать три радиальные стойки 6, соединяющие наружное и внутреннее кольца 18 и 19 соответственно ВНА 2 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 20 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, VNA 2 KND 1 of which preferably contains twenty-three radial struts 6 connecting the outer and inner rings 18 and 19, respectively, of VNA 2 with the possibility of transferring loads from the external engine casing 20 to the front support. At least a portion of the uprights 6 is aligned with the channels of the oil system located in the stationary elements of the uprights, 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 rotor.

Доводке подвергают опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема F_вх.пр ВНА 2 КНД 1 которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 21, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 18 ВНА 2, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца 19 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока 22 и радиальных стоек 6, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн, ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 18 ВНА в плоскости входного проема.The experimental gas turbine engine is subjected to fine-tuning, the frontal projection area of the input opening F _inlet VNA 2 KND 1 which geometrically determines the cross section of the inlet mouth of the air intake channel 21, bounded on a larger radius by the inner contour of the outer ring 18 of BHA 2, and on a smaller radius by the inner contour of the inner ring 19 VNA, made exceeding the total area of aerodynamic shading F _Z created by the frontal projection of the Coca 22 and radial struts 6, (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F _pln , Neighboring radius of the inner contour of the outer ring 18 of the BHA in the input plane of the opening.

Пример реализации испытания опытного газотурбинного двигателяAn example implementation of a test pilot gas turbine engine

Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ГТД. При этом используют предварительно разработанную математическую модель двигателя. Испытания указанной группы ГТД проводят при температуре t_ВХ=0°C, Ba=745 мм рт.ст.A representative group of three to five gas turbine engines is subjected to testing. In this case, a previously developed mathematical model of the engine is used. Tests of the specified group of gas turbine engines are carried out at a temperature of t _BX = 0 ° C, Ba = 745 mm Hg.

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

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

Табл.1Table 1 t_ВХ, °Ct _VH , ° C -15-fifteen 00 +15+15 +30+30 Температура на входе в ГТДThe temperature at the entrance to the gas turbine engine R, кгсR, kgf 10001000 980980 970970 950950 Усилие тягиTraction force n, %n,% 9898 9999 100one hundred 100one hundred частота вращенияrotation frequency

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

Табл.2Table 2 t_ВХ, °Ct _VH , ° C -15-fifteen ±0± 0 +15+15 +30+30 K_R K _r 0,970.97 0,990.99 1one 1,0211,021 KnKn 1,021,02 1,011.01 1one 1one

Затем определяют параметры при стандартных атмосферных условиях (MCA)The parameters are then determined under standard atmospheric conditions (MCA)

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

,

R_{M C A} = R \times K_{R} \times \frac{760}{B a} = 985 \times 0.99 \times \frac{760}{745} = 995 to g from

,

n_MCA=n×Kn=98,8×1,01=99,79%n _MCA = n × Kn = 98.8 × 1.01 = 99.79%

и вносят полученные данные в сопроводительную документацию соответствующей группы ГТД.and enter the data into the accompanying documentation of the relevant group of gas turbine engines.

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

Табл.3Table 3 t_ВХ, °Ct _VH , ° C -50-fifty -15-fifteen 00 +15+15 +20+20 +50+50 Температура на входе в ГТДThe temperature at the entrance to the gas turbine engine R, кгсR, kgf 12001200 10001000 980980 970970 950950 900900 Усилие от тягиTraction force n, %n,% 9696 9898 9999 100one hundred 100one hundred 100one hundred частота вращенияrotation frequency

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

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

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

Изложенную выше последовательность испытания ГТД применяют для оценки изменения тяги для различных температурно-климатических условий и режимов работы двигателя.The GTE test sequence described above is used to evaluate thrust changes for various temperature and climate conditions and engine operating conditions.

Claims

1. The method of refining an experimental gas turbine engine, characterized in that the experimental engine is refined, made by double-circuit, twin-shaft, while the engine is refined 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 of one to five instances is tested for compliance with the specified parameters and a condition is examined for each of the tested instances of the experimental engine; for analysis and assessment of the condition, disassembly is carried out, followed by possible refinement and / or replacement of parts of any of the modules and / or components of the experimental engine, examined and replaced with the modified one of any module damaged in the tests or not meeting the required parameters, including low pressure compressor (LPC) with an input guide vane (VNA) containing radial power racks consisting of a stationary hollow and controllable movable elements and uniformly spaced in the plane of the input section with an angular cha . Totoy placing racks in the range (3,0 ÷ 4,0) U / rad, and the rotor shaft comprising 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 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, inspecting any of at least sixty tubular block modules of the latter, in addition, they inspect and refine the gearbox of the drive of the motor units (KDA) and combine the electric, pneumatic modules hydraulic - fuel and oil systems, including the replacement of sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic systems and automatic engine control; wherein 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 ° clockwise for the right engine and an angle of at least 30 ° counterclockwise for the left engine; moreover, the test program with subsequent refinement includes engine tests to determine the influence of climatic conditions on the change in the operational characteristics of the experimental gas turbine engine; to do this, test at least one, for representativeness, three to five experimental engines; tests of the experimental engine are carried out in various modes, the parameters of which correspond to the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines, measure and bring the obtained values of the parameters to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the flow part of the turbine engine with changing atmospheric conditions, while preliminarily creating a mathematical model of a gas turbine engine, adjusting it according to the results of bench tests a representative amount of three to five identical gas turbine engines, and then, using a mathematical model, the engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes, and the actual values of the parameters specific atmospheric air temperatures of each test mode are referred to parameter values at standard atmospheres conditions and calculate the correction factors for the measured parameters depending on the temperature of the atmospheric air, and the conversion of the measured parameters to standard atmospheric conditions is carried out by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of the atmospheric pressure from the standard, and by a correction coefficient reflecting the dependence of the measured values of the parameters on temperature atmospheric air recorded during specific tests of the gas turbine engine, and taking into account the data obtained, perform the last driving test cycle with engine loading, during which the change in parameters is evaluated.

2. The method of fine-tuning the experimental gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the gas turbine engine tests are carried out with the measurement of its operation parameters in various modes, the parameters of which correspond to the values and limit values of the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines, and carry out Bringing the obtained parameters to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the engine's flow part when changing atmospheric conditions in this case, a mathematical model of the engine is preliminarily created, it is corrected according to the results of bench tests of a representative number of three to five engines, and then, according to a mathematical model, the engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests, taking into account the accepted engine control programs at maximum and forced modes, and the actual parameter values for specific atmospheric air temperatures of each test mode are assigned to the values of the parameters under standard atmospheric conditions and correction factors are calculated for the measured parameters depending on the atmospheric air temperature, and the measured parameters are brought to standard atmospheric conditions by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor reflecting the dependence on atmospheric air temperature, Rowan with specific tests.

3. The refinement method of the experimental gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the experimental engine is subjected to refinement, VNA KND which 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 racks combined with the channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supplying and discharging oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the low pressure rotor.

4. The refinement method of the experimental gas turbine engine according to claim 3, characterized in that the experimental gas turbine engine is subjected to refinement, the frontal projection area of the inlet opening is F _vh.pr VNA KND which geometrically determines the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, limited to a larger radius by the inner contour of the outer BHA ring, and the inner contour of smaller radius of the inner ring BHA formed exceeding the total area of the aerodynamic shadowing F _sin generated frontal projection with radial and coca OEK, a (2,54 ÷ 2,72) times and amounts (0,67 ÷ 0,77) of the total area of a circle F _anthers limited radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the input plane of the opening.