RU2555941C2 - Jet turbine engine - Google Patents
Jet turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2555941C2 RU2555941C2 RU2013149469/06A RU2013149469A RU2555941C2 RU 2555941 C2 RU2555941 C2 RU 2555941C2 RU 2013149469/06 A RU2013149469/06 A RU 2013149469/06A RU 2013149469 A RU2013149469 A RU 2013149469A RU 2555941 C2 RU2555941 C2 RU 2555941C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- modes
- turbojet engine
- gas
- turbojet
- Prior art date
Links
Images
Abstract
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. М.: 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.
Известен турбореактивный 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 (Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. М.: Машиностроение, 1984, стр.17-120).A well-known turbojet engine, which is double-circuit, contains a housing supported by compressors and turbines, a cooled combustion chamber, a fuel-pump group, jet nozzles, and a control system with command and executive bodies (Shulgin V.A., Gaysinsky S.Ya Dual-circuit turbojet engines of low-noise aircraft. M: Mashinostroenie, 1984, pp. 17-120).
Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа турбореактивных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 A1, опубл. 10.08.2004).A known method for the development and testing of aircraft engines such as turbojet, including the development of specified modes, parameter monitoring and evaluation of resource and reliability of the engine. In order to reduce the test time during engine refinement of 10-20%, tests are carried out with the gas temperature in front of the turbine exceeding the maximum operating temperature by 45-65 ° C (SU 1151075 A1, publ. 10.08.2004).
Известен способ испытаний турбореактивного двигателя, заключающийся в создании на входе в двигатель неравномерности потока воздуха путем установления сеток во входном канале для определения границы устойчивой работы компрессора. Для введения компрессора двигателя в помпаж требуется набор сеток, которые устанавливаются во входной канал поочередно плавно увеличивая неравномерность, что приводит к увеличению количества запусков и времени для установки сеток во входной канал (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1979, 288 с., стр.13-15).A known method of testing a turbojet engine, which consists in creating at the entrance to the engine uneven air flow by setting grids in the inlet channel to determine the boundary of the stable operation of the compressor. To introduce an engine compressor into the surge, a set of grids is required that are installed in the input channel, gradually increasing unevenness, which leads to an increase in the number of starts and time for installing grids in the input channel (Yu.A. Litvinov, VO Borovik. Characteristics and operational Properties of Aircraft Turbojet Engines (Moscow: Mashinostroenie, 1979, 288 pp., pp. 13-15).
Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, который дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником-охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Регулируемый интерцептор установлен на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора (RU 2199727 C1, 27.12.2004).A known bench for testing a turbocharger of an internal combustion engine, which is additionally equipped with an adjustable heater, a second recuperative heat exchanger, a heat exchanger-cooler and an adjustable interceptor, made in the form of a housing with a central channel for gas passage and through holes located along the generatrix of the housing, connected to the atmosphere through controlled valves . An adjustable interceptor is installed at the compressor inlet of the turbocharger under test (RU 2199727 C1, 12/27/2004).
Известен способ разработки и испытаний авиационных турбореактивных двигателей, заключающийся в измерении параметров по режимам работы двигателя и приведении их к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с., стр.136-137).There is a method for the development and testing of aircraft turbojet engines, which consists in measuring parameters according to engine operating conditions and bringing them to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the engine’s flow part when atmospheric conditions change (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines. Moscow: Mechanical Engineering, 1979, 288 pp., Pp. 136-137).
Известен способ испытания турбореактивного двигателя по определению ресурса и надежности работы, заключающийся в чередовании режимов при выполнении этапов длительностью, превышающей время полета. Двигатель испытывают поэтапно. Длительность безостановочной работы на стенде и чередование режимов устанавливают в зависимости от назначения двигателя (Л.С. Скубачевский. Испытание воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1972, с.13-15).There is a method of testing a turbojet engine to determine the resource and reliability, which consists in the alternation of modes when performing stages lasting longer than the flight time. The engine is tested in stages. The duration of non-stop work at the stand and the alternation of modes are set depending on the purpose of the engine (L.S. Skubachevsky. Test of jet engines. M: Mashinostroenie, 1972, p.13-15).
Недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний, выполняемых известными способами, и, как следствие, недостаточно высокая надежность оценки важнейших параметров двигателя в широком диапазоне режимов и условий эксплуатации. Наиболее существенным из указанных недостатков является необходимость многократного останова двигателя в процессе испытаний и многократной замены интерцепторов с различной аэродинамической прозрачностью, создающих ту или иную степень аэродинамических помех и снижения или увеличения потока воздуха, поступающего в испытуемый двигатель. Также к недостаткам указанных известных технических решений относятся недостаточно высокая надежность оценки тяги двигателя, ресурса и надежности работы ТРД в широком диапазоне полетных режимов и региональных условий эксплуатации, в том числе температурно-климатических условий, вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний, выполняемых в различных температурных и климатических условиях к результатам, отнесенным к стандартным условиям атмосферы известными способами,The disadvantages of these known technical solutions are the increased labor and energy intensity of tests performed by known methods, and, as a result, the reliability of the assessment of the most important engine parameters in a wide range of operating conditions and conditions is not high enough. The most significant of these drawbacks is the need for multiple engine shutdown during testing and multiple replacement of interceptors with different aerodynamic transparency, creating one degree or another of aerodynamic interference and reducing or increasing the flow of air entering the test engine. The disadvantages of these known technical solutions include the insufficiently high reliability of evaluating engine thrust, service life and reliability of a turbojet engine in a wide range of flight modes and regional operating conditions, including temperature and climate conditions, due to the inadequacy of the program for bringing specific test results performed at various temperature and climatic conditions to the results referred to standard atmospheric conditions by known methods,
Задача, решаемая изобретением, заключается в разработке совокупности технических решений ТРД, обеспечивающих улучшение тяги и повышение достоверности эксплуатационных характеристик для разных газодинамических ситуаций работы двигателя, широкого спектра сочетаний режимов и циклов работы в диапазоне температурно-климатических условий, характерном для различных регионов и режимов эксплуатации двигателя, и в 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 problem solved by the invention is to develop a set of technical solutions for turbojet engines, providing improved traction and increased reliability of operational characteristics for different gas-dynamic situations of engine operation, a wide range of combinations of modes and operation cycles in the range of temperature and climatic conditions, typical for different regions and operating modes of the engine , and in increasing the representativeness of the test results for the full range of these situations in relation to the flight cycle engine llamas in training and combat conditions in various regions and seasonal periods of operation.
Поставленная задача решается тем, что турбореактивный двигатель, согласно изобретению, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками, предпочтительно, четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, включающий входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги; причем вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен модуль - воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; двигатель содержит также коробку приводов двигательных агрегатов; при этом КНД объединен с ТНД по валу с возможностью передачи от указанной турбины крутящего момента, а КВД объединен с ТВД с возможностью получения последним крутящего момента от турбины высокого давления через автономный вал ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий на части длины вал ротора КНД-ТНД и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и турбины низкого давления, а ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута 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, кроме того входной направляющий аппарат КНД снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными, преимущественно, в нормальной к оси двигателя плоскости входного сечения, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад, причем двигатель испытан по меньшей мере по одной из программ - многоцикловой, на газодинамическую устойчивость, на влияние климатических условий на основные эксплуатационные характеристики двигателя.The problem is solved in that the turbojet engine, according to the invention, is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules, including a low-pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VNA), no more than three intermediate guides and an output rectifier as well as with a rotor having a shaft and a system endowed with blades, preferably four impellers; intermediate housing; a gas generator including assembly units — a high pressure compressor (HPC) having a stator including an input guide apparatus, no more than eight intermediate guides and an output straightening apparatus, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which is at least two times the number of said impellers; the main combustion chamber and the high pressure turbine (HPT); behind the gas generator, a low pressure turbine (LP), a mixer, a frontal device, a combustion afterburner and a rotary jet nozzle including a rotary device, fixedly, preferably detachably attached to a combustion afterburner, and an adjustable jet nozzle attached to a rotary device with the possibility of performing, together with the movable element, the last turns to change the direction of the thrust vector; moreover, a module is installed around the main combustion chamber body in the external circuit — an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules; the engine also contains a box of drives of motor units; at the same time, the low-pressure rotor is combined with the high-pressure pump on the shaft with the possibility of transmitting torque from the specified turbine, and the high-pressure turbine is combined with the high-pressure turbine with the possibility of receiving the last torque from the high-pressure turbine through the autonomous rotor shaft of the high-pressure turbine engine, coaxially rotatably covering the rotor shaft for part length KND-TND and made shorter than the last, at least by the total axial length of the intermediate housing, the main combustion chamber and low pressure turbine, and the axis of rotation of the rotary device relative to the horizontal axis is rotated at an angle of at least 30 °, preferably at (32 ÷ 34) ° clockwise (view in n.p.) for the right engine and at an angle of at least 30 °, preferably at (32 ÷ 34) ° counterclockwise arrows (n.p. view) for the left engine, in addition, the KND input guide apparatus is equipped with radial racks consisting of fixed and controlled movable elements, uniformly spaced, mainly in the input section plane normal to the engine axis, with an angular frequency (3, 0 ÷ 4.0) u / rad, and the engine has been tested in at least one of programs - multi-cycle, on gas-dynamic stability, on the influence of climatic conditions on the main operational characteristics of the engine.
При этом турбореактивный двигатель может содержать электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.In this case, the turbojet engine may contain electrical, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules.
Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления может содержать, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, длина которых ограничена наружным и внутренним кольцами ВНА, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора компрессора низкого давления.The inlet guiding apparatus of the low-pressure compressor may preferably comprise twenty-three radial struts, the length of which is limited by the outer and inner rings of the BHA, with at least a portion of the radial struts aligned with the channels of the oil system located in the stationary elements of the struts, with the possibility of feeding and drainage of oil, as well as venting of oil and pre-oil cavities of the front support of the rotor of the low-pressure compressor.
Площадь фронтальной проекции входного проема Fвх.пр. ВНА КНД, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца ВНА, может быть выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.Frontal projection area of the input aperture F vh.pr. BHA KND, geometrically determining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring of the BHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring of the BHA, can be performed in excess of the total area of aerodynamic shading F ST created by the frontal projection of the coke and radial struts, in (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.
Статоры КНД и КВД могут быть выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы, кроме того в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД.The KND and KVD stators can each be made in the form of at least two longitudinal-segment blocks, combined mainly on detachable joints with the possibility of disassembling for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit, in addition, in the form of similar longitudinal-segment blocks the nozzle apparatuses of the high pressure turbine and high pressure turbine nozzles were made and combined on detachable joints.
Практически каждый модуль двигателя, преимущественно, может быть выполнен технологически автономным, оснащен элементами разъемного фланцевого соединения со смежными модулями и разъемными элементами крепления внутримодульных деталей, обеспечивающими возможность, в том числе ремонтной взаимозаменяемости модулей и при необходимости замены внутримодульных узлов и деталей.Almost every engine module, mainly, can be made technologically autonomous, equipped with detachable flange connection elements with adjacent modules and detachable fasteners for intra-module parts, providing the possibility, including repair interchangeability of modules and, if necessary, replacing intra-module assemblies and parts.
Ось поворотного реактивного сопла может быть выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).The axis of the rotary jet nozzle can be made deviated from the axis of the engine down by an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).
Собранный ТРД может быть проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров двигателя из партии серийно произведенных, испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора в сечении подаваемого в двигатель воздуха, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости с повтором испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях.The assembled turbojet engine can be checked for gas dynamic stability (GDU) of the compressor, at least at the stage of serial industrial production, for which specific or identical for statistical representativeness of the results of three to five engine copies from a batch of serial produced, tested on a bench equipped with an aerodynamic inlet a device with adjustable crossover of the air flow, mainly remotely controlled by a retractable interceptor with a graduated scale of interceptor positions in the cross section of the air supplied to the engine, having a fixed critical point separating the engine by 2-5% from the transition to surge, if necessary, with repeated tests on a set of modes defined by the regulations that correspond to the modes characteristic of the subsequent real operation of the turbojet engine in flight conditions.
При испытаниях экспериментально может быть подтверждена область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов ГДУ двигателя.During tests, the region of gas-dynamic stability of engine operation can be experimentally confirmed, including for the regime with the smallest supply of hydraulic control gears with on-board throttle response checked according to the regulations: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position and phases of the rotational speed corresponding to the values of intermediate irregularities with checking engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is set to s "maximum speed" with the resulting determination of reserves engine GDU.
Вариантно собранный двигатель может быть проверен, по крайней мере, на стадии промышленного производства, на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора, для чего конкретный или при необходимости статистически репрезентативное количество - три-пять идентичных экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде на различных режимах, параметры которых адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, при этом в испытаниях выполнены замеры и 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, и по результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель турбореактивного двигателя, а затем по математической модели определены параметры турбореактивного 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 отнесены к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычислены поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям выполнено 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 турбореактивных двигателей.A variably assembled engine can be tested, at least at the stage of industrial production, for the influence of climatic conditions on the main characteristics of the compressor, for which a specific or, if necessary, statistically representative amount of three to five identical copies from a batch of mass-produced engines are tested on a bench at various modes, the parameters of which are adequate to the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines, while in tests measurements and reduction of the obtained parameter values to standard atmospheric conditions are taken into account, 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, and based on the results of bench tests, a mathematical model of a turbojet engine is created and adjusted, and then the parameters of the turbojet engine are determined from the mathematical model engine under standard atmospheric conditions and various temperatures of atmospheric air from a given the operating temperature range of bench tests, taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes, and the actual parameter values at specific atmospheric air temperatures of each test mode are assigned to the parameter values under standard atmospheric conditions and correction coefficients for the measured parameters are calculated depending on the ambient air temperature , and the reduction of the measured parameters to standard atmospheric conditions is performed by multiplying and position value for the coefficients which take into account the deviation from the standard atmospheric pressure, and a correction coefficient which reflects the dependence of the measured parameter values from the atmospheric air temperature detected at the specific tests turbojets.
Вариантно собранный двигатель может быть испытан по многоцикловой программе, включающей чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы турбореактивного двигателя, превышающей программное время полета, по программе до испытаний сформированы типовые полетные циклы и определена повреждаемость наиболее нагруженных деталей, исходя из этого определено необходимое количество циклов нагружения при испытании, а затем сформирован и произведен полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы турбореактивного двигателя, в совокупности превышающем время полета в 5-6 раз; при этом различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализован, изменением уровня перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ», а в других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима, причем быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществлен в темпе приемистости с последующим сбросом.A variably assembled engine can be tested using a multi-cycle program, including the alternation of modes during the test stages with a turbojet engine operating longer than the programmed flight time, according to the program, typical flight cycles are formed and damage is determined for the most loaded parts, based on this, the required number of loading cycles is determined during testing, and then the full scope of tests is formed and performed, including the execution of the test sequence of active cycles — quick exit to the maximum or full forced mode, quick reset to the “low gas” mode, stop and a long-term operation cycle with multiple alternating modes in the entire operating spectrum with a different range of changes in the operating modes of the turbojet engine, which in total exceeds the flight time in 5-6 times; at the same time, a different range of changes in the engine operating modes is achieved by changing the level of the gas differential in specific test modes from the initial to the maximum - maximum or full forced engine operation by transferring the initial reference point when performing the corresponding mode, taking the latter in one of the modes in position corresponding to the “low gas” level, and in other modes - in intermediate or final positions corresponding to different percentages or the full value of ur AEs of maximum or full of gas forced mode, and faster time to maximum or forced modes on the part of the test cycle carried out at a pace of pick-up, then reset.
Часть испытательных циклов может быть выполнена без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.Part of the test cycles can be performed without warming up in the "low gas" mode after starting.
Испытательный цикл может быть сформирован на основе полетных циклов для боевого и учебного применения турбореактивного двигателя.The test cycle can be formed on the basis of flight cycles for combat and training use of a turbojet engine.
Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке ТРД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора, с повышенным ресурсом двигателя в условиях многоцикловой работы двигателя с частотным варьированием спектров длительности работы и тяги двигателя. Это достигается за счет применения в двигателе разработанной в изобретении совокупности основных модулей и сборочных единиц с заявленными параметрами и техническими решениями, а именно, КНД, КВД и статоров турбин высокого и низкого давления. Повышение достоверности оценки газодинамической устойчивости обеспечивается разработанной в изобретении системой испытаний с выдвижным интерцептором аэродинамического устройства, программой испытаний и шкалой допустимого диапазона работы, исключающей введение двигателя в помпаж. Аналогично разработанные в изобретении программы многоцикловых испытаний и испытаний на влияние климатических условий на изменение основных характеристик обеспечивают повышение корректности оценки ресурса и параметров работы двигателя в различных температурно-климатических условиях эксплуатации в регионах с разным климатом.The technical result provided by the given set of features consists in the development of a turbojet engine with improved operational characteristics and more reliable determination of the boundaries of possible thrust variation within the acceptable range of gas-dynamic stability of compressor operation, with an increased engine resource in conditions of multi-cycle engine operation with frequency variation of the operating and thrust spectra engine. This is achieved through the use in the engine of the set of basic modules and assembly units developed in the invention with the declared parameters and technical solutions, namely, low pressure, high pressure and high pressure and low pressure turbine stators. Improving the reliability of the assessment of gas-dynamic stability is provided by the test system developed in the invention with a retractable interceptor of an aerodynamic device, a test program and a scale of the acceptable range of operation, excluding the introduction of the engine into the surge. Similarly, the programs of the multi-cycle tests and tests for the influence of climatic conditions on the change in the main characteristics developed in the invention provide an increase in the accuracy of the assessment of the resource and engine operation parameters in various temperature and climatic conditions of operation in regions with different climates.
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.
Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Турбореактивный двигатель содержит не менее восьми модулей, включая компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.The turbojet engine is double-circuit, twin-shaft. A turbojet engine contains at least eight modules, including a
КНД 1 выполнен со статором, имеющим входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5, а также с ротором, имеющим вал 6 и систему, предпочтительно, четырех рабочих колес 7, наделенных лопатками 8.KND 1 is made with a stator having an
Газогенератор включает сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.The gas generator includes assembly units - a
КВД 9 включает статор, а также ротор с валом 12 и системой оснащенных лопатками 13 рабочих колес 14. При этом число рабочих колес 14 КВД 9 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 7 КНД 1. Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 15, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 16 и выходной спрямляющий аппарат 17.KVD 9 includes a stator, as well as a rotor with a
За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 18 низкого давления, смеситель 19, фронтовое устройство 20, форсажная камера 21 сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство 22, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере 21 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 23, прикрепленное к поворотному устройству 22 с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги.Behind the gas generator, a
Вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания во внешнем контуре 24 установлен воздухо-воздушный теплообменник 25, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.Around the body of the
Также двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).The engine also contains a box of drives of motor units (not shown in the drawings).
КНД 1 объединен с турбиной 18 низкого давления по валу 6 с возможностью передачи от турбины 18 крутящего момента. КВД 9 объединен с турбиной 11 высокого давления с возможностью получения последним крутящего момента от турбины 11 через автономный вал 12 ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал 6 ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 2, основой камеры 10 сгорания и турбины 18 низкого давления.KND 1 is combined with a
Ось вращения поворотного устройства 22 относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30°, предпочтительно на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по направлению полета) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по направлению полета) для левого двигателя.The axis of rotation of the
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 26, равномерно разнесенными, преимущественно, в нормальной к оси двигателя плоскости входного сечения, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.The
Причем двигатель испытан по меньшей мере по одной из программ - многоцикловой, на газодинамическую устойчивость или на влияние климатических условий на основные эксплуатационные характеристики двигателя.Moreover, the engine has been tested in at least one of the programs - multi-cycle, for gas-dynamic stability or for the influence of climatic conditions on the main operational characteristics of the engine.
Турбореактивный двигатель содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули (на чертежах не показано).A turbojet engine contains electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules (not shown in the drawings).
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 26. Длина радиальных стоек 26 ограничена наружным и внутренним кольцами 27 и 28 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 26 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 1.The
Площадь фронтальной проекции входного проема Fвх.пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 29, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 27 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 28 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока 30 и радиальных стоек 26, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 27 ВНА в плоскости входного проема.Frontal projection area of the input aperture F vh.pr. the
Статоры КНД 1 и КВД 9 выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы. В виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты 31 турбин 11 и 18 соответственно высокого и низкого давления.The stators KND 1 and
Практически каждый модуль ТРД, преимущественно, выполнен технологически автономным, оснащен элементами разъемного фланцевого соединения со смежными модулями и разъемными элементами крепления внутримодульных деталей, обеспечивающими возможность, в том числе, ремонтной взаимозаменяемости модулей и при необходимости замены внутримодульных узлов и деталей.Almost every turbojet engine module is predominantly technologically autonomous, equipped with detachable flange connections with adjacent modules and detachable fasteners for intra-module parts, providing the possibility of, inter alia, repair interchangeability of modules and, if necessary, replacement of intra-module assemblies and parts.
Ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси ТРД вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).The axis of the rotary jet nozzle is made deviated from the axis of the turbojet engine down an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).
Собранный ТРД проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства. Для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров двигателя из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством (на чертежах не показано) с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях.The assembled turbojet engine has been tested for gas dynamic stability (GDU) of the compressor, at least at the stage of mass production. Why concrete or identical to the statistical representativeness of the results, three to five copies of the engine from a batch of mass-produced engines tested on the stand. The stand is equipped with an aerodynamic inlet device (not shown in the drawings) with an adjustable crossover air flow, mainly remotely controlled by a retractable interceptor with a graduated interceptor position scale having a fixed critical point that separates the engine by 2-5% from the surge, if necessary, with a repeat of the test on a set of modes determined by the regulations corresponding to the modes characteristic of the subsequent real operation of the turbojet engine in flight conditions.
При испытаниях экспериментально подтверждена область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов ГДУ компрессора двигателя.During the tests, the region of gas-dynamic stability of the engine’s operation was experimentally confirmed, including for the regime with the smallest GDU margin with counter throttle response checked according to the regulations: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position and in the frequency phases rotation corresponding to the values of intermediate irregularities with checking engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is set to “max al revs ”with the resulting determination of the reserves of the GDU of the engine compressor.
Вариантно собранный двигатель проверен, по крайней мере, на стадии промышленного производства на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Для чего конкретный или при необходимости статистически репрезентативное количество - три-пять идентичных экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде на различных режимах. Параметры режимов адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. В испытаниях выполнены замеры и 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. По результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель ТРД. Затем по математической модели определены параметры турбореактивного 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 отнесены к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях. После чего вычислены поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям выполнено 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 турбореактивных двигателей.The assembled engine was tested, at least at the stage of industrial production, on the influence of climatic conditions on the main characteristics of the compressor. Why a specific or, if necessary, statistically representative amount - three to five identical copies from a batch of mass-produced engines are tested at the stand in various modes. The parameters of the modes are adequate to the parameters of the flight modes in the range programmed for a specific series of engines. In the tests, measurements were made and the obtained parameter values were 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. Based on the results of bench tests, a mathematical model of turbojet engines was created and adjusted. Then, using a mathematical model, the parameters of a 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 parameter values at specific atmospheric air temperatures of each test mode are assigned to the parameter values under standard atmospheric conditions. After that, correction factors to the measured parameters are calculated depending on the temperature of the air. Bringing the measured parameters to standard atmospheric conditions is done 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 air recorded during specific tests of turbojet engines.
Вариантно собранный двигатель испытан по многоцикловой программе. Программа включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы двигателя, превышающей программное время полета. По программе до испытаний сформированы типовые полетные циклы и определена повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определено необходимое количество циклов нагружения при испытании. Затем сформирован и произведен полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем с различным размахом диапазона изменения режимов работы турбореактивного двигателя, в совокупности превышающем время полета в 5-6 раз. Различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализован изменением уровня перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ». В других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима. Быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществлен в темпе приемистости с последующим сбросом.Variantly assembled engine tested on a multi-cycle program. The program includes the alternation of modes during the execution of the test stages with a duration of engine operation exceeding the programmed flight time. According to the program, typical flight cycles were formed prior to testing and damage to the most loaded parts was determined. Based on this, the required number of loading cycles during the test is determined. Then, the full scope of tests was formed and performed, including the execution of a sequence of test cycles — quick exit to the maximum or full forced mode, quick reset to the “low gas” mode, stop and long-term operation cycle with multiple alternating modes throughout the work with a different range of modes the operation of a turbojet engine, in total exceeding the flight time by 5-6 times. A different range of changes in the engine operating modes is realized by changing the level of the gas differential in specific test modes from initial to maximum - maximum or full forced engine operation by transferring the initial reference point when performing the corresponding mode, taking the latter in one of the modes in the position corresponding to the level " low gas. " In other modes - in intermediate or final positions corresponding to different percentages or the full value of the gas level of the maximum or full forced mode. A quick exit to the maximum or forced modes on the part of the test cycle was carried out at the rate of throttle response with subsequent reset.
Часть испытательных циклов выполнена без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.Some of the test cycles were performed without warming up in the "low gas" mode after starting.
Испытательный цикл сформирован на основе полетных циклов для боевого и учебного применения турбореактивного двигателя.The test cycle is based on flight cycles for combat and training use of a turbojet engine.
Пример реализации испытания ТРД по одной из программ, а именно испытания ТРД по многоцикловой программе.An example of the implementation of the turbofan engine test according to one of the programs, namely, the turbofan engine test according to the multi-cycle program.
Испытанию подвергают ТРД с проектным ресурсом 500 часов общей наработки до первого капитального ремонта. В указанном ресурсе задана наработка 20 час на максимальном режиме, из них 5 час на полном форсированном режиме. Формируют типовые полетные циклы (ТПЦ) и устанавливают заданное время работы двигателя 1 ч, эквивалентное полетному времени летательного аппарата (ЛА) по принятому ТПЦ. На основании ТПЦ расчетным путем определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое эквивалентное по повреждаемости количество циклов при испытаниях. В данном варианте принимают следующий состав нагрузочных испытательных циклов - выполнение 700 (400+300) запусков с выходом соответственно на максимальный и форсированные режимы, а также 400 приемистостей от режима «малый газ» (МГ) до максимального (Макс.) и 300 с режима 0,8 Макс. до форсированного (Фор) режима.A turbojet engine with a design resource of 500 hours of total running time is tested, until the first overhaul. In the indicated resource, the operating time is set to 20 hours at maximum mode, of which 5 hours at full forced mode. Typical flight cycles (TFCs) are formed and a predetermined engine operating time of 1 h is set, which is equivalent to the flight time of an aircraft (LA) according to the adopted TOC. Based on the fuel processing center, the damage to the most loaded parts is determined by calculation. On the basis of this, the required equivalent damage number of cycles during the tests is determined. In this embodiment, the following set of load test cycles is taken - performing 700 (400 + 300) starts with reaching the maximum and forced modes, respectively, as well as 400 pick-ups from the “low gas” (MG) mode to the maximum (Max.) And 300 from the mode 0.8 max. before the forced (For) mode.
Устанавливают коэффициент запаса на требуемое количество испытательных нагрузочных циклов и времени наработки K=1,2.Set the safety factor for the required number of test load cycles and running hours K = 1.2.
Формируют полный объем ресурсных испытаний и разрабатывают программу проведения испытаний:Form the full scope of life tests and develop a test program:
1. Общую наработку при проведении ресурсных испытаний принимают 500*1,2=600 ч, из них наработку на максимальном режиме принимают1. The total operating time during the life tests is 500 * 1.2 = 600 hours, of which the maximum operating time is taken
(20-5)*1,2=18 ч, а на форсированном режиме 5*1,2=6 ч.(20-5) * 1.2 = 18 hours, and in forced
2. Принимают продолжительность этапа испытаний 5 ч, и определяют количество пятичасовых этапов 600:5=120.2. Take the duration of the
3. Устанавливают количество запусков с учетом коэффициента запаса 700*1,2=840, а также от МГ до Макс 400*1,2=480 и от 0,8 Макс до Фор 300*1,2=360.3. Set the number of starts taking into account the safety factor of 700 * 1.2 = 840, as well as from MG to Max 400 * 1.2 = 480 and from 0.8 Max to Fore 300 * 1.2 = 360.
4. Каждый пятичасовой этап включает 840:120=7, приемистостей от режима МГ до Макс 480:120=4 и приемистостей с режима 0,8 Макс до Фор 360:120=3, а также наработку на максимальном и форсированном режимах 18*60:120=9 мин. 360:120=3 мин.4. Each five-hour stage includes 840: 120 = 7, pick-ups from the MG mode to Max 480: 120 = 4 and pick-ups from the 0.8 Max mode to For 360: 120 = 3, as well as the operating time at maximum and forced
5. Устанавливают последовательность испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим МГ и останов. Затем предусматривают цикл длительной работы с многократным чередованием нагрузочных циклов с размахом диапазонов изменения режимов от МГ до Макс и 0,8 Макс до Фор в пределах установленного выше объема испытательных этапов.5. Set the sequence of test cycles - quick exit to maximum or full forced mode, quick reset to MG mode and stop. Then, a long-term operation cycle is provided with multiple alternation of load cycles with a range of regime change ranges from MG to Max and 0.8 Max to For within the range of the test stages established above.
Выполняют испытания ТРД по указанной программе. Затем проводят дефектацию двигателя и анализ результатов испытаний, по которым принимают решение о признании двигателя выдержавшим испытания.Perform tests of turbofan engines according to the specified program. Then the engine is faulted and the test results are analyzed, according to which a decision is made to recognize the engine as tested.
Изложенную выше последовательность испытания ТРД применяют на всех этапах от разработки и доводки до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных двигателей.The foregoing test sequence of a turbojet engine is used at all stages from development and development to industrial production, operation and overhaul of aircraft engines.
Claims (13)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149469/06A RU2555941C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Jet turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149469/06A RU2555941C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Jet turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013149469A RU2013149469A (en) | 2015-05-20 |
| RU2555941C2 true RU2555941C2 (en) | 2015-07-10 |
Family
ID=53283605
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013149469/06A RU2555941C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Jet turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2555941C2 (en) |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3946554A (en) * | 1974-09-06 | 1976-03-30 | General Electric Company | Variable pitch turbofan engine and a method for operating same |
| FR2599086B1 (en) * | 1986-05-23 | 1990-04-20 | Snecma | DEVICE FOR CONTROLLING VARIABLE SETTING AIR INTAKE DIRECTIVE BLADES FOR TURBOJET |
| RU2074968C1 (en) * | 1993-10-18 | 1997-03-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Gas-turbine engine |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2350787C2 (en) * | 2007-04-13 | 2009-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | High-efficiency low-noise low-pressure compressor of high bypass ratio gas turbine engine |
| RU2447308C2 (en) * | 2010-07-09 | 2012-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Bypass turbojet engine with airflow redistribution at inlet |
| RU2460672C2 (en) * | 2010-06-18 | 2012-09-10 | Николай Иванович Максимов | Integrated technology of operation and production of maksinio vehicles hybrid aircraft (versions), turboprop jet engine, wing (versions), method of generating lift and method of turboprop jet engine operation |
| US20130259672A1 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-03 | Gabriel L. Suciu | Integrated inlet vane and strut |
-
2013
- 2013-11-07 RU RU2013149469/06A patent/RU2555941C2/en active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3946554A (en) * | 1974-09-06 | 1976-03-30 | General Electric Company | Variable pitch turbofan engine and a method for operating same |
| FR2599086B1 (en) * | 1986-05-23 | 1990-04-20 | Snecma | DEVICE FOR CONTROLLING VARIABLE SETTING AIR INTAKE DIRECTIVE BLADES FOR TURBOJET |
| RU2074968C1 (en) * | 1993-10-18 | 1997-03-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Gas-turbine engine |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2350787C2 (en) * | 2007-04-13 | 2009-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | High-efficiency low-noise low-pressure compressor of high bypass ratio gas turbine engine |
| RU2460672C2 (en) * | 2010-06-18 | 2012-09-10 | Николай Иванович Максимов | Integrated technology of operation and production of maksinio vehicles hybrid aircraft (versions), turboprop jet engine, wing (versions), method of generating lift and method of turboprop jet engine operation |
| RU2447308C2 (en) * | 2010-07-09 | 2012-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Bypass turbojet engine with airflow redistribution at inlet |
| US20130259672A1 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-03 | Gabriel L. Suciu | Integrated inlet vane and strut |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Л.С. СКУБАЧЕВСКИЙ. ИСПЫТАНИЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ. Москва, Машиностроение, 1972, с.13-15. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013149469A (en) | 2015-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2551015C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2555928C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2555939C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2551013C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2551142C1 (en) | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method | |
| RU2555941C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2551003C1 (en) | Method of operational development of experimental gas-turbine engine | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2555931C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2556090C2 (en) | Gas turbine engine | |
| RU142812U1 (en) | Turbojet engine test bench for turbojet AT dynamic stability, aerodynamic devices INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability and aerodynamic devices spoilers INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability | |
| RU2555940C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2555950C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU144429U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2545110C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU144423U1 (en) | TURBOJET | |
| RU142811U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU144419U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2555942C2 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2556058C2 (en) | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method | |
| RU142961U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2551247C1 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2555938C2 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |