RU2551248C1

RU2551248C1 - Method of operational development of experimental jet turbine engine

Info

Publication number: RU2551248C1
Application number: RU2013149505/06A
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: RU2013149505A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to air-engine building, namely to air turbojets. The experimental double-circuit, two-shaft GTE is subjected to operational development. Operational development of TJE is performed step by step. At each phase from one to five TJEs are tested for compliance with the pre-set parameters. 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 JTE. Tests are performed with measurements of engine parameters at various operating conditions within programmed range of flight modes for particular engine range to reference measured parameters to standard atmospheric conditions with due allowance for variation of working body properties and geometric characteristics of engine air-gas channel.

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

4 cl, 2 dwg, 4 tbl, 1 ex

Description

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

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

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

Известен способ испытаний при доводке авиационных турбореактивных двигателей, заключающийся в измерении параметров по режимам работы двигателя и приведении их к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с, стр.136-137).There is a known test method for refining aircraft turbojet engines, which consists in measuring parameters according to engine operating conditions and bringing them to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the engine’s flow part when atmospheric conditions change (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines. Moscow: Mechanical Engineering, 1979, 288 s, pp. 136-137).

Известен способ испытаний авиационных двигателей типа турбореактивных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 A1, опубл. 10.08.2004).A known method of testing aircraft engines of the turbojet type, including the development of predetermined modes, monitoring parameters and evaluating them resource and reliability of the engine. In order to reduce the test time during engine refinement of 10-20%, tests are carried out with the gas temperature in front of the turbine exceeding the maximum operating temperature by 45-65 ° C (SU 1151075 A1, publ. 10.08.2004).

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

Задача изобретения заключается в разработке способа доводки опытного турбореактивного 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 ТРД на этапе доводки опытных ТРД 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 turbojet engine, the combination of technical solutions of which provides improved thrust and increased reliability of operational characteristics for different temperature and climatic conditions of different regions and engine operating modes, as well as to simplify the technology and reduce labor costs and energy consumption of the turbojet test process stage of development of experimental turbofan engines with increasing representativeness of test results for the full range of conversion PARTICULAR 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 турбореактивного 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 ТРД; 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 ТРД, 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 ТРД; для этого подвергают испытанию не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять опытных двигателей; 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 ТРД при изменении атмосферных условий, при этом предварительно создают математическую модель ТРД, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных ТРД, а затем по математической модели определяют параметры 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 ТРД.The problem is solved in that in the method of refining an experimental turbojet 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 refining tests of an experimental turbojet engine are developed; at each stage, a statistically representative amount, preferably from one to five copies, is tested for compliance with the specified parameters and the condition of each tested from the mentioned number of copies of the experimental engine is examined; for analysis and assessment of the condition, if necessary, disassemble, followed by possible refinement and / or replacement of parts of any of the modules and / or components of the experimental engine, inspect and, if necessary, replace any of the modules damaged in the tests or inadequate with the required parameters, including a low compressor pressure (KND) with an input guide vane (VNA) containing radial power racks consisting of a stationary hollow and controllable movable elements and uniformly spaced . The inlet section of bone with an angular frequency within a range of accommodation racks (3,0 ÷ 4,0) U / rad, and the rotor shaft, having, preferably, no more than four impellers with vanes system; a gas generator including assembly units — an intermediate casing, a high pressure compressor, a main combustion chamber and a high pressure turbine; sequentially located behind the gas generator coaxially mounted low pressure turbine; mixer; a front-mounted device, a combustion afterburner, and an all-mode rotary jet nozzle, including a rotary device, preferably detachably attached by a fixed element to the afterburner, and an adjustable jet nozzle similarly attached to the movable element of the rotary device with the possibility of making turns to change the direction of the thrust vector; as well as an air-air heat exchanger module installed above the main combustion chamber in the external circuit, if necessary, inspecting any of at least sixty tubular block modules of the latter, in addition, they inspect and produce the necessary refinement of the motor unit drive box (KDA) and combining these modules electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, including, if necessary, replacing sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic systems and av engine control; at the same time, the experimental turbojet 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 an experimental turbojet engine; to do this, test at least one, 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 turbojet engine with changing atmospheric conditions, while previously creating a mathematical model of the turbojet engine, adjust it according to the results of bench tests a representative amount of three to five identical turbojet 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 turbofan engines.

Испытания ТРД 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.Turbojet tests can be 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 they bring 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 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.They can be finished up with an experimental engine, the VNA of the low-pressure switch of which preferably contains twenty-three radial struts connecting the outer and inner rings of the VNA with the possibility of transferring loads from the external engine casing to the front support, and at least part of the struts is aligned with the channels of the oil system, placed in the stationary elements of the racks, with the ability to supply and drain oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the low pressure rotor.

Доводке могут подвергать опытный ТРД, 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 наружнего кольца ВНА в плоскости входного проема.Finishing can be subjected to an experimental turbojet engine, the frontal area of the input opening F _{I. pr} VNA KND which geometrically defines the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded by a larger radius by the inner contour of the outer ring of the VHA, and by a smaller radius by the inner contour of the inner ring of the VNA, which is larger than the total area of aerodynamic shading F _c created by the frontal projection of the coke and radial struts , in (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F _pln , limited by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet .

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке способа доводки турбореактивного двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками, а именно тягой и повышенной надежностью указанных характеристик ТРД 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 ТРД, для полного диапазона полетных циклов в различных климатических условиях. Это достигают тем, что в соответствии с изобретением перед проведением испытаний создают математическую модель двигателя. Проводят испытания репрезентативного количества двигателей из партии опытно произведенных ТРД по разработанной программе и спектру режимов испытаний. По результатам испытаний корректируют математическую модель, посредством которой на базе последующих испытаний при конкретных температурах определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах. Приведение измеренных значений параметров конкретных испытаний к стандартным осуществляют посредством поправочных коэффициентов.The technical result provided by the given set of features consists in developing a method for tuning a turbojet engine with improved operational characteristics, namely, thrust and increased reliability of the indicated characteristics of the turbojet 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 turbojet engines, for gender full 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 turbojet engines are tested according to a developed program and a range of test modes. According to the test results, the mathematical model is corrected, by which, based on subsequent tests at specific temperatures, the engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various temperatures. Bringing the measured values of the parameters of specific tests to standard is carried out by means of correction factors.

Технический результат, достигаемый изобретением, позволяет упростить последующие испытания, повысить корректность и расширить репрезентативность оценки важнейших характеристик, в первую очередь, тяги с корректным распространением репрезентативных оценок на широкий диапазон региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей.The technical result achieved by the invention allows to simplify subsequent tests, increase the correctness and expand the representativeness of the assessment of the most important characteristics, 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 турбореактивный двигатель, продольный разрез;figure 1 shows a turbojet engine, a longitudinal section;

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

В способе доводки турбореактивного двигателя доводке подвергают опытный двигатель, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ТРД. На каждом этапе подвергают испытаниям ТРД 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 ТРД 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 turbojet 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 turbojet engine. At each stage, a turbojet engine is tested for compliance with the specified parameters with a statistically representative amount, mainly from one to five engine copies, and a condition is examined for each tested engine from the said number of copies. To analyze and evaluate the condition of the turbojet 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.

ТРД 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 turbojet 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, containing, preferably, 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 ТРД 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 turbojet 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 ТРД, 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 turbojet engine is refined, the axis of rotation of the rotary device 15 of the jet nozzle of which is rotated relative to the horizontal axis by an angle of not less than 30 °, preferably (32 ÷ 34) ° clockwise (view in the direction of flight) for the right engine and by an angle of at least 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 ТРД. Для этого подвергают испытанию не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно три-пять опытных двигателей. Испытания опытного двигателя проводят на различных режимных 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 турбореактивного двигателя при изменении атмосферных условий. При этом предварительно создают математическую модель турбореактивного двигателя. Корректируют модель по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных ТРД. Затем по математической модели определяют параметры ТРД при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах. 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 ТРД.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 turbojet 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 operating 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 flow part of the turbojet engine with changing atmospheric conditions. In this case, a mathematical model of a turbojet engine is preliminarily created. The model is adjusted according to the results of bench tests of a representative amount of three to five identical turbojet engines. Then, using the mathematical model, the parameters of the turbojet engine 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 turbojet engine.

Вариантно испытания ТРД 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 turbofan engines are carried out with the measurement of the parameters of its operation in various modes, the parameters of which correspond in magnitude 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, BHA 2 KND 1 of which preferably contains twenty-three radial struts 6 connecting the outer and inner rings 18 and 19, respectively, of the BHA 2 with the possibility of transferring loads from the outer casing 20 of the engine 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 ТРД, 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 turbojet engine is subjected to refinement, the frontal projection area of the entrance aperture is F _{in. pr} VNA 2 KND 1 which geometrically defines 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 of VNA, which is larger than the total aerodynamic shading area F _c created the frontal projection of the Coca 22 and radial racks 6, (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F _pln , limited by the radius of the inner contour of the outer ring 18 VNA in the input plane bottom opening.

Пример реализации испытания опытного турбореактивного двигателяAn example of the implementation of testing an experimental turbojet engine

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

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

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

Таблица 1Table 1 t_ВХ, °C - температура на входе в ТРДt _VH , ° C - temperature at the inlet to the turbojet engine -15-fifteen 00 +15+15 +30+30 R, кгс - усилие тягиR, kgf - traction 10001000 980980 970970 950950 n, % - частота вращенияn,% - rotation speed 9898 9999 100one hundred 100one hundred

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

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

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

$R_{М С А} = R \times K_{R} \times \frac{760}{В а} = 985 \times 0,99 \times \frac{760}{745} = 995 к г с$

,

R_{M FROM BUT} = R \times K_{R} \times \frac{760}{AT but} = 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 ТРД.and enter the data into the accompanying documentation of the corresponding group of turbojet engines.

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

Таблица 3Table 3 t_ВХ, °C - температура на входе в ТРДt _VH , ° C - temperature at the inlet to the turbojet engine -50-fifty -15-fifteen 00 +15+15 +20+20 +50+50 R, кгс - усилие от тягиR, kgf - force from traction 12001200 10001000 980980 970970 950950 900900 n, % - частота вращенияn,% - rotation speed 9696 9898 9999 100one hundred 100one hundred 100one hundred

Таблица 4Table 4 t_ВХ, 5°Ct _BX , 5 ° 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 турбореактивных двигателей с учетом принятых программ управления.Thus, the invention improves the reliability of the test results of turbojet engines, taking into account the adopted control programs.

Изложенную выше последовательность испытания ТРД применяют для оценки изменения тяги для различных температурно-климатических условий и режимов работы двигателя.The foregoing test sequence of the turbojet engine is used to assess thrust changes for various temperature and climate conditions and engine operating modes.

Claims

1. A method of refining an experimental turbojet engine, characterized in that the experimental engine is refined, made by double-circuit, twin-shaft, while refining the engine is carried out in stages, for which a program and algorithms for refining tests of an experimental turbojet 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 the rack placement frequency in the range (3.0 ÷ 4.0) units / rad, as well as a rotor with a shaft containing not more than four impellers with a blade 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 turbojet 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 ° 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 an experimental turbojet 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 turbojet engine with changing atmospheric conditions, while previously creating a mathematical model of the turbojet engine, adjust it according to the results of bench tests a representative amount of three to five identical turbojet 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 turbofan engines.

2. The method of fine-tuning the experimental turbojet engine according to claim 1, characterized in that the turbojet tests are 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 parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines, and carry out reduction of 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 flowing 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 the 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 adopted engine control program at maximum and forced modes, and the actual parameter values for specific x atmospheric air temperatures of each test mode are assigned to the parameter values 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 the correction coefficient, which reflects the dependence on the temperature of atmospheric air, ingly in specific tests, and given the received data is performed subsequent test cycle engine loading, in which changes in parameters.

3. The refinement method of an experimental turbojet 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 an experimental turbojet engine according to claim 3, characterized in that the experimental turbojet engine is subjected to refinement, the frontal projection area of the inlet opening F _in.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 VNA rings, and on a smaller radius, the inner contour of the inner VNA ring is greater than the total area of aerodynamic shading F _c created by the frontal projection of the coca and radial racks, (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total circle area F _pln , limited by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.