RU2623619C1

RU2623619C1 - Способ испытания авиационного газотурбинного двигателя

Info

Publication number: RU2623619C1
Application number: RU2016135281A
Authority: RU
Inventors: Виктор Викторович Куприк; Андрей Леонидович Киселёв; Сергей Андреевич Перепелица
Original assignee: Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо")
Priority date: 2016-08-30
Filing date: 2016-08-30
Publication date: 2017-06-28

Abstract

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к способам испытаний газотурбинных двигателей. Способ испытания авиационного газотурбинного двигателя, включающий приработку деталей и узлов на стационарных и переходных режимах в процессе предъявительских испытаний двигателя. Для приработки двигателя при отрицательных температурах атмосферного воздуха уменьшают диаметр критического сечения реактивного сопла и угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданных значений частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа перед турбиной и открывают отборы воздуха на системы самолета. Изобретение позволяет проводить предъявительские испытания при любой температуре воздуха на входе в двигатель с возможностью приработки газотурбинного двигателя на стационарных и переходных режимах в зимнее время года при отрицательных температурах воздуха на входе в двигатель.

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей.

Известен способ испытания авиационного газотурбинного двигателя, включающий приработку деталей и узлов на стационарных и переходных режимах с загрузкой самолетных агрегатов при проведении предъявительских испытаний (Марчуков Е.Ю., Онищик И.И., Рутовский В.Б. "Испытания и обеспечение надежности авиационных двигателей и энергетических установок", М., Издательство МАИ, 2004 г., стр. 36).

При реализации известного способа не предусмотрена возможность приработки при отрицательных температурах воздуха на входе, то есть в зимнее время года.

Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является возможность приработки газотурбинного двигателя на стационарных и переходных режимах в зимнее время года при отрицательных температурах воздуха на входе в двигатель.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе испытания авиационного газотурбинного двигателя, включающем приработку деталей и узлов на стационарных и переходных режимах в процессе предъявительских испытаний двигателя, согласно изобретению для приработки двигателя при отрицательных температурах атмосферного воздуха уменьшают диаметр критического сечения реактивного сопла и угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданных значений частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа перед турбиной и открывают отборы воздуха на системы самолета.

Сущность изобретения заключается в следующем. При проведении предъявительских испытаний двигателей было отмечено, что в зимнее время года (при отрицательных температурах на входе в двигатель) не удается получить заданные для приработки частоты вращения роторов и температуру газа перед турбиной из-за работы ограничителей приведенных частот вращения роторов. В связи с этим целесообразно уменьшать диаметр критического сечения реактивного сопла, регулировать угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления в сторону уменьшения и открывать отборы воздуха на системы самолета. Это позволяет получить необходимые для приработки частоты вращения роторов и температуру газа перед турбиной.

Способ испытаний газотурбинного двигателя реализуют следующим образом.

Пример

При проведении предъявительских испытаний двигателя для приработки его деталей и узлов необходимо получить частоту вращения роторов низкого и высокого давления n_1ф≥100% и n_2ф≥100% и температуру газа перед турбиной Т_гф≥1600°С.

При проведении предъявительских испытаний при температуре воздуха на входе в двигатель t_вх=-7°C на режиме приработки получаем следующие параметры двигателя: n_1ф≥100%, n_2ф≥97%, Т_гф≥1570°С. Этого недостаточно для приработки деталей и узлов двигателя. Дальнейшее увеличение частоты вращения роторов и температуры газа перед турбиной невозможно из-за работы ограничителя приведенных оборотов n_1пp=104%.

Для получения необходимых значений n_2ф и Т_гф уменьшают диаметр критического сечения реактивного сопла на 10 мм, уменьшают угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления на 1° и открывают отборы воздуха на системы самолета. Это позволяет получить следующие параметры на режиме приработки: n_1ф≥100%, n_2ф≥100,3%, Т_гф≥1608°С.

Способ позволяет проводить предъявительские испытания при любой температуре воздуха на входе в двигатель.

Claims

Способ испытания авиационного газотурбинного двигателя, включающий приработку деталей и узлов на стационарных и переходных режимах в процессе предъявительских испытаний двигателя, отличающийся тем, что для приработки двигателя при отрицательных температурах атмосферного воздуха уменьшают диаметр критического сечения реактивного сопла и угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданных значений частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа перед турбиной и открывают отборы воздуха на системы самолета.