RU2556090C2 - Gas turbine engine - Google Patents
Gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2556090C2 RU2556090C2 RU2013149544/06A RU2013149544A RU2556090C2 RU 2556090 C2 RU2556090 C2 RU 2556090C2 RU 2013149544/06 A RU2013149544/06 A RU 2013149544/06A RU 2013149544 A RU2013149544 A RU 2013149544A RU 2556090 C2 RU2556090 C2 RU 2556090C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas
- modes
- turbine engine
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к авиационным газотурбинным двигателям.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to aircraft gas turbine engines.
Известен двухконтурный, двухвальный газотурбинный двигатель (ГТД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва, изд. «Наука», 2011 г., стр.19-46, рис.1.24).Known double-circuit, twin-shaft gas turbine engine (GTE), including turbocompressor complexes, one of which contains a compressor and a low pressure turbine mounted on one shaft, and the other contains a compressor and a high pressure turbine, an intermediate separation housing, similarly combined on the other shaft, coaxial with the first between the aforementioned compressors, the external and internal circuits, the main and afterburner combustion chambers, a chamber for mixing gas-air flows of the working fluid and an adjustable nozzle (N.N. Siroti and others. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system.
Известен Газотурбинный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. М. Машиностроение 1989. с.12-88).Known gas turbine engine, which is a dual-circuit, contains a housing supported by compressors and turbines, a cooled combustion chamber, a fuel-pump group, jet nozzles, as well as a control system with command and executive bodies (Design and design of aircraft gas turbine engines. Edited by D .V. Chronin. M. Engineering 1989.p.12-88).
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°С (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 С1, 27.12.2004).A known bench for testing a turbocharger of an internal combustion engine, which is additionally equipped with an adjustable heater, a second recuperative heat exchanger, a heat exchanger-cooler and an adjustable interceptor, made in the form of a housing with a central channel for gas passage and through holes located along the generatrix of the housing, connected to the atmosphere through controlled valves . An adjustable interceptor is installed at the compressor inlet of the turbocharger under test (RU 2199727 C1, 12/27/2004).
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 ГТД 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 gas turbine 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 different temperature and climatic conditions to the results referred to standard atmospheric conditions by known methods,
Задача, решаемая изобретением, заключается в разработке совокупности технических решений ГТД, 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 of gas turbine engines, providing improved traction and increased reliability of operational characteristics for various 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 engine operation modes , 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 Газотурбинный двигатель, согласно изобретению, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющем входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющем 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 соединенное с последней всережимное реактивное сопло; причем вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; кроме того двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов; при этом 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, 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 gas turbine engine, according to the invention, is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules mounted, preferably, in a modular-node system, including a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA) , no more than three intermediate guides and output straightening devices, 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 front-end device, an afterburner, and an all-mode jet nozzle connected to the latter are sequentially coaxially installed; moreover, an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed around the main combustion chamber body in the external circuit; in addition, the engine contains a box of drives of motor units; at the same time, the 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, which coaxially rotates, 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 casing, the main combustion chamber and low-pressure turbine, in addition, the KND input guide apparatus is equipped with from stationary and controllable movable elements with radial struts uniformly spaced, mainly in the input section plane normal to the engine axis, with an angular frequency (3.0 ÷ 4.0) units / rad, the engine being tested at least one from programs - multi-cycle, on gas-dynamic stability, on the influence of climatic conditions on the main operational characteristics of the engine.
Газотурбинный двигатель может содержать электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.A gas turbine engine may contain electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules.
Входной направляющий аппарат КНД может содержать, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, длина которых ограничена наружным и внутренним кольцами ВНА, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора КНД.The LPC input guide apparatus may preferably comprise twenty-three radial struts, the length of which is limited by the outer and inner rings of the BHA, with at least a portion of the radial struts aligned with the channels of the oil system located in the stationary elements of the struts, with the possibility of supply and removal oil, as well as venting of oil and pre-oil cavities of the front support of the low pressure rotor.
Причем площадь фронтальной проекции входного проема FBX.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 Fпнл, ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.Moreover, the frontal projection area of the entrance aperture F BX.pr VNA KND, geometrically defining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel bounded by a larger radius by the inner contour of the outer ring of the BHA, and by a smaller radius by the contour of the inner ring of the BHA, can be performed exceeding the total aerodynamic shading area F ST produced by Coca frontal projection and the radial arms, in (2,54 ÷ 2,72) times and amounts (0,67 ÷ 0,77) of the total area of a circle F PNL bounded by the inner radius on the contour uzhnogo ring BHA in the input plane of the 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.
Собранный ГТД может быть проверен на газодинамическую устойчивость работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три - пять экземпляров двигателя из партии серийно произведенных, испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.The assembled gas turbine engine can be checked for gas-dynamic stability of compressor operation, at least at the stage of serial industrial production, for which three or five engine copies from a batch of mass-produced concrete or identical for statistical representative results are tested on a bench equipped with an aerodynamic inlet device with adjustable crossing the air stream, mainly remotely controlled by a retractable interceptor with a graduated scale of interceptor positions, it a fixed guide critical point that separates the engine at 2-5% in transition from surging, if necessary, repeat the test on a certain set of regulation modes, the appropriate mode characteristic for the subsequent actual operation TBG in the flight conditions.
При испытаниях экспериментально может быть подтверждена область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом газодинамической устойчивости 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 двигателя.During the tests, the region of gas-dynamic stability of engine operation can be experimentally confirmed, including for the regime with the smallest margin of gas-dynamic stability at 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 phases of frequency of rotation corresponding to the values of intermediate irregularities with a check of engine throttle response to maximum mode when installing the control lever the detection engine to the "maximum speed" with the resulting determination of reserves of the engine dynamic stability.
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, while 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 operation of the engine by transferring the starting point of reference when the corresponding mode is performed, taking the latter in one of the modes in the position corresponding to the “low gas” level, and in other modes in intermediate or final positions corresponding to different percentages or the full level value gas of maximum or full forced mode, moreover, a quick exit to the maximum or forced modes on the part of the test cycle is carried out at the rate of pick-up, followed by im dumped.
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 ГТД 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 gas turbine engine with improved operational characteristics and more reliable determination of the boundaries of possible thrust variation within the allowable 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 газотурбинный двигатель, продольный разрез;figure 1 shows a gas turbine engine, a longitudinal section;
на фиг.2 - входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;figure 2 - input device of an aerodynamic installation for testing an engine equipped with an interceptor, side view;
на фиг.3 - разрез по А-А на фиг.2, где 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.
Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Газотурбинный двигатель содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.The gas turbine engine is double-circuit, twin-shaft. A gas turbine engine contains at least eight modules mounted, preferably, in a modular-node system, including a
КНД 1 выполнен со статором, имеющем входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5, а также с ротором, имеющем вал 6 и систему предпочтительно, четырех рабочих колес 7, наделенных лопатками 8.KND 1 is made with a stator having an
Газогенератор содержит сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.The gas generator contains assembly units - a
Компрессор 9 высокого давления 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.The high-
За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 18 низкого давления, смеситель 19, фронтовое устройство 20, форсажная камера 21 сгорания и соединенное с форсажной камерой 21 сгорания всережимное реактивное сопло 22.Behind the gas generator, a
Вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания во внешнем контуре 23 установлен воздухо-воздушный теплообменник 24, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.Around the body of the main combustion chamber 10, an air-air heat exchanger 24 is assembled in an
Кроме того двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).In addition, the engine 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
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 25, 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 was 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.
Газотурбинный двигатель содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.A gas turbine engine contains electric, pneumatic, hydraulic - fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables for diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules.
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 25. Длина радиальных стоек 25 ограничена наружным и внутренним кольцами 26 и 27 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 25 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
При этом площадь фронтальной проекции входного проема FBX. пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 28, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 26 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 27 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения FЗТ, создаваемого фронтальной проекцией кока 29 и радиальных стоек 25, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн, ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 26 ВНА в плоскости входного проема.Moreover, the frontal area of the input aperture is F BX. pr of 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 30 турбин 11 и 15 соответственно высокого и низкого давления.The stators KND 1 and
Практически каждый модуль ГТД, 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 GTE module is predominantly technologically autonomous, equipped with detachable flange connections 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.
Собранный ГТД 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 31 с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 32 с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.The assembled gas turbine engine was tested for gas dynamic stability (GDU) of the compressor, at least at the stage of mass production. For what purpose, three to five engine specimens from a batch of mass-produced engines are tested on a bench that are specific or identical for statistical representativeness of results. The test bench is equipped with an
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 ГТД. 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 gas turbine engines was created and corrected. 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 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 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 maximum or full forced mode, quick reset to “low gas” mode, stop and long-term operation cycle with multiple alternating modes in the entire operating 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 achieved 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 "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 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 ГТД по одной из программ, а именно, испытания ГТД на газодинамическую устойчивость.An example of the implementation of a gas turbine engine test according to one of the programs, namely, a gas turbine engine gas turbine engine stability test.
На стадии разработки испытанию подвергают двухконтурный ГТД с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.At the development stage, a double-circuit gas turbine engine is tested with a minimum design gas-dynamic stability at a rotor speed of 0.8 Max, where Max is the maximum allowable rotor speed of a given engine.
Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 31 через фланец 33. Устройство 31 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 32, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 32 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 31. Для этого интерцептор 32 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 34 с гидроцилиндром 35, и шкалой выдвижения интерцептора 32, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.Install the engine on the test bench and communicate with the inlet
Выводят испытуемый ГТД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 32 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 32 на 73%.The tested gas turbine engine is brought to the rotor rotation modes from “small gas” (MG) to Max with a step of changing revolutions from the regime to the 0.05Max mode and with a sequential iteration to the boundary of the loss of gas-dynamic stability. To do this, on each of the modes, the
Затем путем обратного перемещения интерцептора 32 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости устанавливают, что при смещении интерцептора 32 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by the reverse movement of the
Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 32 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.An analysis of the test results is carried out, taking into account that the resulting tests were performed without disruption to surging with the maximum introduction of the
Изложенную выше последовательность испытания ГТД на газодинамическую устойчивость применяют на всех этапах от разработки и доводки до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных двигателей.The above sequence of testing gas turbine engines for gas-dynamic stability is used at all stages from development and development to industrial production, operation and overhaul of aircraft engines.
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149544/06A RU2556090C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149544/06A RU2556090C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013149544A RU2013149544A (en) | 2015-05-20 |
| RU2556090C2 true RU2556090C2 (en) | 2015-07-10 |
Family
ID=53283623
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013149544/06A RU2556090C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2556090C2 (en) |
Citations (9)
| 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 |
| RU2074968C1 (en) * | 1993-10-18 | 1997-03-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Gas-turbine engine |
| 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 |
| 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 |
| RU2354852C2 (en) * | 2004-06-01 | 2009-05-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Gas turbine compressor device and compressor housing element |
| 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 |
| US20130259672A1 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-03 | Gabriel L. Suciu | Integrated inlet vane and strut |
-
2013
- 2013-11-07 RU RU2013149544/06A patent/RU2556090C2/en active
Patent Citations (9)
| 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 |
| RU2074968C1 (en) * | 1993-10-18 | 1997-03-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Gas-turbine engine |
| 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 |
| RU2354852C2 (en) * | 2004-06-01 | 2009-05-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Gas turbine compressor device and compressor housing element |
| 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 |
| 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 |
|---|---|
| RU2013149544A (en) | 2015-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2487334C1 (en) | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation | |
| RU2555928C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU142807U1 (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 | |
| RU2556090C2 (en) | Gas turbine engine | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2551249C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| 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 | |
| RU2555950C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2545110C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU142811U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2555940C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2555941C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2555931C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU144419U1 (en) | TURBOJET | |
| RU144429U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2555942C2 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU144423U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2544638C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2551247C1 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2555933C2 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2544632C1 (en) | Operating method of gas-turbine engine and gas-turbine engine operated by means of this method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |