RU2555942C2 - Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method - Google Patents
Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2555942C2 RU2555942C2 RU2013149481/06A RU2013149481A RU2555942C2 RU 2555942 C2 RU2555942 C2 RU 2555942C2 RU 2013149481/06 A RU2013149481/06 A RU 2013149481/06A RU 2013149481 A RU2013149481 A RU 2013149481A RU 2555942 C2 RU2555942 C2 RU 2555942C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- turbojet
- modes
- turbojet engine
- gas
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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. Москва, изд. «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 aviation 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., изд. 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 Double-circuit turbojet engines of low-noise aircraft. M., ed. 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 А1, 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. Москва: 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: Engineering, 1979, 288 s, 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 s, 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. Москва, 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 operation at the stand and the alternation of modes are set depending on the purpose of the engine (L. S. Skubachevsky. Test of jet engines. Moscow, Mechanical Engineering, 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 results attributed to standard atmospheric conditions by known methods.
Задача группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, заключается в разработке способа серийного производства турбореактивного двигателя и выполненного заявляемым способом ТРД с улучшенными эксплуатационными характеристиками, 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 task of the group of inventions related by a single creative idea is to develop a method for serial production of a turbojet engine and a turbojet engine made by the inventive method with improved performance characteristics, which provide improved thrust 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 characteristic of different regions and operating modes ation of the engine and to increase the representation of the full range of these conditions occur, the test results in relation to the flight cycle of the engine in training and combat conditions in different regions and seasonal periods of operation.
Поставленная задача решается тем, что в способе серийного производства турбореактивного двигателя, согласно изобретению, изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя; собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления (КНД) до всережимного регулируемого реактивного сопла; в процессе изготовления КНД собирают статор, в котором устанавливают входной, не более трех промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат, а также собирают ротор, включая вал, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес с системой лопаток, при этом формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала проточной части КНД из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток рабочих колес и направляющих аппаратов КНД; собирают, предпочтительно, помодульно двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным, при этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус; газогенератор, включая компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, включающий входной, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат, 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); затем перед промежуточным корпусом устанавливают КНД, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло; кроме того, в процессе изготовления КНД входной направляющий аппарат (ВНА) оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек, которые устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА, преимущественно, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед./рад и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА; причем после сборки двигатель испытан, по меньшей мере, по одной из программ: на газодинамическую устойчивость, на влияние климатических условий на эксплуатационные характеристики, а также на определение ресурса двигателя по многоцикловой программе.The problem is solved in that in the method for mass production of a turbojet engine, according to the invention, parts are made and assembly units, elements and units of engine modules and systems are completed; modules are assembled in an amount of at least eight - from a low-pressure compressor (LPC) to an all-mode adjustable jet nozzle; in the process of manufacturing KND, a stator is assembled, in which an input, not more than three intermediate guide vanes and an output straightener are installed, and also a rotor is assembled, including a shaft, on which no more than four impellers are mounted and rigidly connected by disks to the blade system, and annular sections of the inner surface of the intake channel of the KND flowing section from elements of the impeller vanes and KND guiding devices profiled in the direction of the air flow; preferably, modularly, an engine is assembled, which is performed by a double-circuit, two-shaft, while an intermediate case is mounted on the technological slipway; a gas generator, including a high pressure compressor (HPC), having a stator including an input, not more than eight intermediate guide vanes and an output straightening device, 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 mentioned KND impellers, main combustion chamber and high pressure turbine (HPT); then, in front of the intermediate casing, low pressure valves are installed, and behind the gas generator, a low pressure turbine (low pressure turbine), mixer, front-end device, afterburner, and an all-mode jet nozzle are sequentially coaxially installed; in addition, in the process of manufacturing the low pressure switch, the input guide vane (VNA) is equipped with an aerodynamically transparent power grid of radial struts, which are installed uniformly distributed around the inlet section of the VNA, mainly in the plane normal to the axis of the engine, with an angular frequency (3.0 ÷ 4.0) units / rad and with aerodynamic shading created by the aforementioned lattice together with the frontal VNA coke, which is less than 30% of the total area of the inlet circle, outlined by the external radius of the VNA flowing part; moreover, after assembly, the engine was tested in at least one of the programs: on gas-dynamic stability, on the influence of climatic conditions on operational characteristics, as well as on determining the engine resource by a multi-cycle program.
При монтаже ось регулируемого реактивного сопла могут выполнять отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).During installation, the axis of the adjustable jet nozzle can be executed deviated down from the neutral position of the engine axis by an angle of (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).
Промежуточный корпус могут наделять функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры, при этом в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник, а над промежуточным корпусом на внешнем корпусе двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов.The intermediate housing can be endowed with the function of a power unit of the engine with the possibility of perceiving the total axial and radial loads from compressors and turbines with subsequent transmission to external power elements and is installed between the low pressure switch and the high pressure switch, dividing the air coming from the low pressure switch into two flows - external and internal circuits, while in the outer circuit around the body of the main combustion chamber, an annular air-air heat exchanger is assembled from at least sixty tubular block modules, and above the intermediate casing on the outer Engine sensor body mounted box drive motor units.
Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления могут оснащать, предпочтительно, двадцатью тремя радиальными стойками, соединяющими наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем радиальные стойки выполняют состоящими из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещают 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 guide apparatus of the low-pressure compressor can preferably be equipped with twenty-three radial racks connecting the outer and inner BHA rings with the possibility of transferring loads from the external engine casing to the front support, and the radial racks are made up of a fixed hollow and controllable movable elements, while at least part of the radial racks are combined with the channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supply and removal of oil, and that the venting and oil predmaslyanyh cavities front low pressure compressor rotor bearing.
В процессе монтажа, предпочтительно, разъемно могут объединяют КНД с ТНД по валу ротора с возможностью передачи компрессору крутящего момента от указанной турбины, а КВД аналогично объединяют с ТВД с образованием общего вала ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором высокого давления от указанной турбины высокого давления.During the installation process, it is preferable that they can detach KND and HPD along the rotor shaft with the possibility of transmitting torque to the compressor from the specified turbine, and KVD similarly combine with the HPT to form a common KVD-TVD rotor shaft with the possibility of receiving torque by the high pressure compressor from the specified turbine high pressure.
Вал ротора КВД-ТВД могут выполнять с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и ТНД и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов.The rotor shaft KVD-TVD can be made with a larger diameter and shorter than the combined shaft KND-TND, at least for the total axial length of the intermediate housing, the main combustion chamber and the high pressure pump and set with coaxial coverage of the latter with the possibility of independent rotation of these shafts.
Корпуса наружного и внутреннего контуров двигателя могут монтировать фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления, при этом в воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева ВНА КНД, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.Cases of the external and internal circuits of the engine can be mounted in fragments with the possibility of partial combination with the installation of air, electric, hydraulic systems and a control system, while in the air system there are allocated cooling subsystems for overheated units, as well as anti-icing heating VNA KND, pressurization subsystems for compressor rotors and turbines .
Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА могут сообщать с КВД каналом забора подогретого воздуха с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом указанного компрессора.The VNA anti-icing heating subsystem can be communicated with the HPC by the heated air intake channel with the possibility of taking the latter from the cavity located at least behind the seventh impeller of the specified compressor.
После сборки могут производить испытания двигателя, по меньшей мере, на определение газодинамической устойчивости (ГДУ) работы серийного ТРД, для этого произвольно отбирают не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять ТРД из серийно произведенной партии, испытуемый двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством, которое снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке подаваемого в двигатель воздуха, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж; повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях; экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя.After assembly, the engine can be tested at least to determine the gas-dynamic stability (GDU) of the operation of a serial turbojet engine, for this purpose at least one is randomly selected, for representativeness, preferably three to five turbojet engines from a serially produced batch, the test engine is placed on a stand with an aerodynamic inlet device, which is equipped with an adjustable crossover air flow, mainly a remotely controlled retractable interceptor with a graduated scale of interceptor positions in Otok air supplied to the engine, having a fixed critical point that separates the engine at 2-5% in transition from surging; repeat the tests on a set of modes defined by the regulations corresponding to the modes characteristic of the subsequent real work of the turbojet engine in flight conditions; experimentally confirm the area of gas-dynamic stability of operation and, at least in the mode with the least margin of gas-dynamic stability, perform counter-throttle response according to the regulations: holding at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position, and when the frequency value is reached rotation corresponding to the value of the developed unevenness, perform engine throttle response to maximum mode by translating the engine control lever into Proposition "maximum speed" and define reserves dynamic stability of the engine compressor.
При испытаниях экспериментально могут подтверждать область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.During the tests, they can experimentally confirm the area of gas-dynamic stability of the engine, including for the regime with the smallest reserve of the GDU 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 in phases frequency of rotation corresponding to the values of intermediate irregularities with a check of engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is set to " Maximum Feed turnovers' with a resultant determination of dynamic stability inventory engine compressor.
Вариантно после сборки могут производить испытания двигателя, по меньшей мере, на оценку влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик серийного ТРД, для этого подвергают, не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять серийно произведенных экземпляров ТРД; испытания ТРД 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 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, 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.Alternatively, after assembly, the engine can be tested at least to assess the influence of climatic conditions (VKU) on the change in the operational characteristics of a serial turbojet engine, for which at least one is subjected, for representativeness, preferably three to five mass-produced copies of the turbojet engine; turbojet tests are carried out in various modes, the parameters of which correspond to the parameters of the flight modes in the range programmed for a specific series of engines, measure and bring the obtained parameter values to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the turbojet flow part with changing atmospheric conditions , at the same time, a mathematical model of the turbojet engine is preliminarily created, and it is adjusted according to the results of bench tests; from three to five identical turbojet engines, and then, using a mathematical model, the turbojet 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 parameter values at specific atmospheric air temperatures of each test mode are referred to parameter values under standard atmospheric conditions and correction coefficients for the measured parameters depending on the atmospheric air temperature are adjusted, and the measured parameters are brought to standard atmospheric conditions by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of the atmospheric pressure from the standard one and by a correction factor reflecting the dependence of the measured parameter values on the atmospheric air temperature, registered in specific tests of turbofan engines.
Вариантно после сборки не менее чем один ТРД из партии серийно произведенных ТРД, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять экземпляров двигателя могут подвергать испытанию по многоцикловой программе, указанная программа испытаний включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы ТРД, превышающей программное время полета, для чего сначала формируют типовые полетные циклы и определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей, исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании, а затем формируют и производят 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 реализуют, изменяя уровень 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 осуществляют в темпе приемистости с последующим сбросом.Variantly after assembling at least one turbofan engine from a batch of mass-produced turbofan engines, for representativeness, preferably three to five engine instances can be tested according to a multi-cycle program, this test program includes alternating modes during the test stages with a turbofan engine operating longer than the programmed flight time, why first form typical flight cycles and determine the damageability of the most loaded parts, on the basis of this determine the required number of loading cycles test, and then form and produce the full scope of the tests, including the execution of the sequence of test cycles - quick exit to the maximum or full forced mode, quick reset to the "low gas" mode, stop and a long cycle with multiple alternating modes in the entire operating spectrum with a different range of changes in the operating modes of a turbojet engine, in total exceeding the flight time by 5-6 times; at the same time, 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 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 the corresponding “low gas” level, and in other modes - in intermediate or final positions corresponding to different percentages or the full value of the level gas of maximum or full forced mode, and a quick exit to maximum or forced modes on part of the test cycle is carried out at a rate of pick-up with subsequent reset.
Часть испытательных циклов могут осуществлять без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.Part of the test cycles can be carried out without warming up in the "low gas" mode after starting.
Испытательный цикл могут формировать 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.
Поставленная задача в части турбореактивного двигателя решается тем, что турбореактивный двигатель, согласно изобретению, выполнен описанным выше способом.The problem in terms of a turbojet engine is solved by the fact that the turbojet engine, according to the invention, is made as described above.
Технический результат, обеспечиваемый группой изобретений, связанных единым творческим замыслом, приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке способа серийного производства турбореактивного двигателя и выполненного заявляемым способом ТРД с приведенным в изобретении сочетанием основных модулей ТРД с улучшенными эксплуатационными характеристиками, а именно, 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, а также повышенной достоверностью экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя в условиях, максимально приближенных к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации. Это достигается за счет применения разработанной в изобретении совокупности основных модулей с заявленными параметрами и техническими решениями, а именно, КНД, КВД, ВВТ и турбин высокого и низкого давления. Повышение достоверности оценки ГДУ обеспечивается разработанной в изобретении системой испытаний, проведенных на этапе промышленного производства, с выдвижным интерцептором аэродинамического устройства, программой испытаний, исключающей введение двигателя в помпаж. Аналогично разработанные в изобретении программы многоцикловых испытаний и испытаний на указанном этапе 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 group of inventions related by a single creative concept, given a set of features, consists in developing a method for mass production of a turbojet engine and a turbojet engine made by the inventive method with the combination of the main turbofan engines with improved operational characteristics, namely, more reliable determination of the boundaries of the possible thrust variation within the acceptable range of gas-dynamic stability of compressor operation, with increased engine resource under conditions of multi-cycle engine operation with frequency variation of the spectra of engine operation time and engine thrust, as well as increased reliability of the experimentally tested engine resource and reliability under conditions as close as possible to the real structure and specific ratio of engine operation modes during operation. This is achieved through the use of a combination of the basic modules developed in the invention with the declared parameters and technical solutions, namely, low pressure, high pressure, high pressure and high pressure and turbines. Improving the reliability of the assessment of the GDU is provided by the test system developed in the invention, conducted at the industrial production stage, with a retractable aerodynamic device interceptor, and a test program that excludes the introduction of the engine into the surge. Similarly, the programs of multi-cycle tests and tests developed at the indicated stage on the influence of climatic conditions on changes in the main characteristics developed in the invention provide an increase in the accuracy of evaluating 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 - входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;figure 2 - input device of an aerodynamic installation for testing an engine equipped with an interceptor, side view;
на фиг.3 - разрез по А-А на фиг.2, где Ни - высота интерцептора, Dкан - диаметр канала входного устройства;Figure 3 - a section along A-A in Figure 2, where H and - the height of the spoiler, D kan - the diameter of the channel of the input device;
на фиг.4 - входной направляющий аппарат компрессора низкого давления, вид сверху.figure 4 - input guide apparatus of the low-pressure compressor, top view.
Способ серийного производства турбореактивного двигателя: изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Затем собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора 1 низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла 2. В процессе изготовления КНД 1 собирают статор, в котором устанавливают входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5. Также собирают ротор, включая вал 6, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес 7 с системой лопаток 8. При этом из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток 8 рабочих колес 7 и лопаток промежуточных направляющих аппаратов 4 формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала 9 проточной части КНД 1.Method for serial production of a turbojet engine: they manufacture parts and complete assembly units, elements and units of engine modules and systems. Then, at least eight modules are assembled - from the low-
Собирают, предпочтительно, помодульно двигатель. ТДР выполняют двухконтурным, двухвальным. При этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус 10, образующий газогенератор компрессор 11 высокого давления, а также основную камеру 12 сгорания и турбину 13 высокого давления. Компрессор 11 высокого давления включает статор, а также ротор с валом 14 и системой оснащенных лопатками 15 рабочих колес 16. Статор КВД содержит входной направляющий аппарат 17, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 18 и выходной спрямляющий аппарат 19. Число рабочих колес 16 КВД 11 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 7 КНД 1. Перед промежуточным корпусом 10 устанавливают КНД 1, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину 20 низкого давления, смеситель 21, фронтовое устройство 22, форсажную камеру 23 сгорания и всережимное реактивное сопло 2.The engine is preferably assembled modularly. TDR perform double-circuit, two-shaft. In this case, an
В процессе изготовления КНД 1 входной направляющий аппарат 3 оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек 24. Радиальными стойками 24 соединяют наружное и внутреннее кольца 25 и 26 соответственно ВНА 3 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 27 двигателя на переднюю опору. Радиальные стойки 24 устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА 3, преимущественно, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед./рад, и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком 28 ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА 3.In the process of manufacturing
После сборки двигатель испытан, по меньшей мере, по одной из программ: на газодинамическую устойчивость, на влияние климатических условий на эксплуатационные характеристики, а также на определение ресурса двигателя по многоцикловой программе.After assembly, the engine was tested in at least one of the programs: gas-dynamic stability, the influence of climatic conditions on operational characteristics, and also on the determination of the engine resource by a multi-cycle program.
При монтаже ось регулируемого реактивного сопла 2 выполняют отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).During installation, the axis of the
Промежуточный корпус 10 наделяют функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров 1, 11 и турбин 13, 20 с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД 1 и КВД 11, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры 29 и 30 соответственно. В наружном контуре 29 вокруг корпуса основной камеры 12 сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник 31. Над промежуточным корпусом 10 на внешнем корпусе 27 двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).The
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 24, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. По меньшей мере, часть радиальных стоек 24 совмещают 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 КНД1.The
В процессе монтажа, предпочтительно, разъемно объединяют КНД 1 с ТНД 20 по валу 6 ротора с возможностью передачи компрессору 1 крутящего момента от указанной турбины 20. КВД 11 аналогично объединяют с ТВД 13 с образованием общего вала 14 ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором 11 высокого давления от турбины 13 высокого давления.During the installation process, it is preferable to detach the
При этом вал 6 ротора КВД-ТВД выполняют с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал 14 КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 10, основной камеры 12 сгорания и ТНД 20 и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов 6 и 14.Moreover, the
Корпуса наружного и внутреннего контуров двигателя монтируют фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления. В воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева входного направляющего аппарата 3 КНД 1, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.Cases of the external and internal circuits of the engine are mounted in fragments with the possibility of partial combination with the installation of air, electric, hydraulic systems and control systems. In the air system, the cooling subsystems of the overheated units are distinguished, as well as the anti-icing heating of the
Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА 3 сообщают с КВД 11 каналом забора подогретого воздуха (на чертежах не показано) с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом 16 КВД 11.The
После сборки производят испытания двигателя, по меньшей мере, на определение газодинамической устойчивости работы серийного ТРД. Для этого произвольно отбирают не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять ТРД из серийно произведенной партии. Испытуемый двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством 32. Устройство 32 снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 33 с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке подаваемого в двигатель воздуха, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ТРД в полетных условиях. Экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя.After assembly, the engine is tested at least to determine the gas-dynamic stability of the serial turbojet engine. For this, at least one is randomly selected, for representativeness, preferably three to five turbojet engines from a batch produced. The test engine is placed on a bench with an inlet
При испытаниях экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.When testing experimentally confirm the area of gas-dynamic stability of the engine, including for the regime with the smallest margin GDU with counter throttle response checked according to the regulations: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position and in the frequency phases rotation corresponding to the values of intermediate irregularities with checking engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is set to “max “high revolutions” with the resulting determination of the reserves of gas-dynamic stability of the engine compressor.
Вариантно после сборки производят испытания двигателя, по меньшей мере, на оценку влияния климатических условий на изменение эксплуатационных характеристик серийного ТРД.After assembly, the engine is tested, at least, to assess the influence of climatic conditions on the change in the operational characteristics of a serial turbojet engine.
Для этого испытанию подвергают, не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять серийно произведенных экземпляров ТРД.For this purpose, at least one test is carried out for the representativeness of, preferably, three to five mass-produced copies of the turbojet engine.
Испытания ТРД проводят на различных режимах. Параметры режимов адекватны 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.Turbojet tests are carried out 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. 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.
По результатам стендовых испытаний создают математическую модель ТРД и корректируют ее. Затем по математической модели определяют параметры ТРД 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 измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях ТРД.Based on the results of bench tests, a mathematical model of the turbojet engine is created and corrected. Then, using the mathematical model, the parameters of the turbojet engine and various atmospheric air temperatures are determined from the 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 reflecting the dependence of the measured values of the parameters on the temperature of the atmospheric air recorded during specific turbojet tests.
После сборки не менее чем один ТРД из партии серийно произведенных ТРД, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять экземпляров двигателя подвергают испытанию по многоцикловой программе. Указанная программа испытаний включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы ТРД, превышающей программное время полета. Для чего сначала формируют типовые полетные циклы и определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Затем формируют и производят 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. Различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализуют, изменяя уровень 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 осуществляют в темпе приемистости с последующим сбросом.After assembling at least one turbojet engine from a batch of mass-produced turbojet engines, for representativeness, preferably three to five engine instances are subjected to a multi-cycle test. The specified test program includes the alternation of modes during the execution of the test stages with a turbojet operation duration exceeding the programmed flight time. Why first form typical flight cycles and determine the damage to the most loaded parts. Based on this, the required number of loading cycles during the test is determined. Then the full scope of the tests is formed and performed, including the execution of the 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 repeated alternation of modes in the entire working spectrum with a different range of variation operating modes of a turbojet engine, in aggregate, exceeding 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 drop in specific test modes from initial to. maximum - maximum or full forced operation of the engine by transferring the starting point of reference when performing the corresponding mode, taking the latter in one of the modes in the position corresponding to the level of "small 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 is carried out at the rate of throttle response, followed by reset.
Часть испытательных циклов осуществляют без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.Part of the test cycles is carried out without warming up in the "low gas" mode after starting.
Испытательный цикл формируют на основе полетных циклов для боевого и учебного применения турбореактивного двигателя.The test cycle is formed on the basis of flight cycles for combat and training use of a turbojet engine.
Турбореактивный двигатель выполнен описанным выше способом производства.The turbojet engine is made by the production method described above.
Пример реализации испытания ТРД по одной из программ, а именно, испытания ТРД на газодинамическую устойчивость.An example of the implementation of the turbofan engine test according to one of the programs, namely, the turbofan engine testing for gas-dynamic stability.
На стадии серийного производства после сборки ТДР испытанию подвергают двухконтурный двигатель с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.At the stage of mass production after the assembly of the TDR, a double-circuit engine with a minimum design gas-dynamic stability at a rotor speed of 0.8 Max is tested, where Max is the maximum permissible rotor speed of this engine.
Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 32 через фланец 34. Устройство 32 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 33, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 33 выполнен с возможностью создания неравномерности и регулирования количества поступающего в двигатель воздуха в интервале от 0 до 100% путем нулевого, промежуточного или полного перекрытия площади рабочего сечения входного аэродинамического устройства 32. Для этого интерцептор 33 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 35 с гидроцилиндром 36, и шкалой выдвижения интерцептора 33, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.The engine is mounted on a test bench and is communicated with the
Выводят испытуемый ТРД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05 Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 33 в сечение воздушного потока с шагом (1-5)% от площади указанного сечения, доводя до признаков появления помпажа. В результате данного этапа испытания определяют граничное значение частоты вращения ротора с минимальным запасом газодинамической устойчивости, составляющее 0,8 Макс при выдвижении интерцептора 33 на 73%.The test turbojet engine is brought to the rotor rotation modes from “small gas” (MG) to Max with a step of changing revolutions from mode to mode 0.05 Max and with a sequential iteration to the boundary of loss of gas-dynamic stability. To do this, on each of the modes, the
Затем путем обратного перемещения интерцептора 33 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости устанавливают, что при смещении интерцептора 33 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by backward movement of the
Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 33 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ТРД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.An analysis of the test results is carried out, taking into account that the resulting tests were performed without disruption in surging with the maximum introduction of the
Claims (15)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149481/06A RU2555942C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149481/06A RU2555942C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013149481A RU2013149481A (en) | 2015-05-20 |
| RU2555942C2 true RU2555942C2 (en) | 2015-07-10 |
Family
ID=53283607
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013149481/06A RU2555942C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2555942C2 (en) |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5806303A (en) * | 1996-03-29 | 1998-09-15 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2217597C1 (en) * | 2002-11-28 | 2003-11-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
| 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 |
| RU2456458C2 (en) * | 2006-10-20 | 2012-07-20 | Снекма | Gas turbine engine compressor platform; gas turbine engine compressor and gas turbine engine |
| RU2489587C2 (en) * | 2007-12-20 | 2013-08-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Gas turbine engine |
| US20130259672A1 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-03 | Gabriel L. Suciu | Integrated inlet vane and strut |
-
2013
- 2013-11-07 RU RU2013149481/06A patent/RU2555942C2/en active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5806303A (en) * | 1996-03-29 | 1998-09-15 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2217597C1 (en) * | 2002-11-28 | 2003-11-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
| RU2456458C2 (en) * | 2006-10-20 | 2012-07-20 | Снекма | Gas turbine engine compressor platform; gas turbine engine compressor and gas turbine engine |
| 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 |
| RU2489587C2 (en) * | 2007-12-20 | 2013-08-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | 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 |
| 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 |
|---|---|
| RU2013149481A (en) | 2015-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2544410C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2555928C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2551249C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| 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 | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2555939C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2555942C2 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2555940C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| 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 | |
| RU2556058C2 (en) | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method | |
| RU2555938C2 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2556090C2 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2545110C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2544639C1 (en) | Method of batch production of turbo-jet engine, and turbo-jet engine made by means of this method | |
| RU2555941C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2555950C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU144419U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2544409C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2544636C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2551915C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2551019C1 (en) | Adjustment method of test turbo-jet engine | |
| RU2555931C2 (en) | Jet turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |