RU2645066C1 - Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя - Google Patents
Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2645066C1 RU2645066C1 RU2017113688A RU2017113688A RU2645066C1 RU 2645066 C1 RU2645066 C1 RU 2645066C1 RU 2017113688 A RU2017113688 A RU 2017113688A RU 2017113688 A RU2017113688 A RU 2017113688A RU 2645066 C1 RU2645066 C1 RU 2645066C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fuel
- heat exchanger
- testing
- oil
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытания ТРД включает подогрев и наддув воздуха на входе в двигатель. Для двигателя, содержащего топливно-масляный теплообменник, предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют расход топлива, подаваемого в теплообменник на заданном режиме при заданных условиях полета, а при испытании двигателя с наддувом и подогревом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу топлива в топливно-масляный теплообменник с расходом, соответствующим имитируемым полетным условиям. Технический результат – обеспечение оптимальных значений температуры и расхода масла при проведении испытаний и повышение достоверности их результатов. 1ил.
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний турбореактивных двигателей (ТРД).
Известен способ испытаний ТРД с подогревом и наддувом воздуха на входе (см. Л.С. Скубачевский "Испытания воздушно-реактивных двигателей", издательство "Машиностроение", Москва, 1972, с. 19-20).
Данный способ не является оптимальным вследствие того, что не обеспечивает оптимальной работы масляной системы изделия для заданной высоты и скорости полета из-за отсутствия имитации параметров окружающей среды на срезе сопла и вокруг двигателя. Для двигателей, содержащих в маслосистеме топливно-масляный теплообменник, это приводит к нештатной работе маслосистемы, в частности топливно-масляного теплообменника, перегреву масла и его повышенному расходу в процессе испытаний.
Задача изобретения заключается в обеспечении штатной работы маслосистемы двигателя с топливно-масляным теплообменником при испытаниях с наддувом и подогревом воздуха на входе в изделие в соответствии с имитируемыми условиями полета и повышении достоверности результатов испытаний.
Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является обеспечение штатной работы маслосистемы при испытаниях с наддувом и подогревом воздуха на входе, в соответствии с имитируемыми полетными условиями, а также повышение достоверности результатов испытаний путем обеспечения температуры масла и расхода масла, соответствующих имитируемым полетным условиям.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе испытания авиационного ТРД, включающем испытания с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель, согласно изобретению предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют расход топлива, подаваемого в теплообменник на заданном режиме при заданных условиях полета, а при испытаниях двигателя с наддувом и подогревом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу топлива в топливно-масляный теплообменник с расходом, соответствующим имитируемым полетным условиям.
Сущность изобретения заключается в следующем. При проведении испытаний двигателя, содержащего топливно-масляный теплообменник в маслосистеме, с наддувом и подогревом воздуха на входе в двигатель отсутствует имитация параметров окружающей среды на выходе из двигателя (вокруг двигателя и на срезе сопла), что приводит к нештатной работе маслосистемы двигателя - пониженному расходу топлива через топливно-масляный теплообменник.
Кроме того, нередко испытания с наддувом и подогревом проводятся в целях экономии топлива и ресурса на максимальном режиме работы без включения форсажа, при этом температура и давление на входе имитируется для условий полета на форсажных режимах. Это также приводит к существенному снижению расхода топлива через топливно-масляный теплообменник, увеличению температуры масла и расхода масла при испытаниях.
На фиг. 1 показана схема подачи топлива из стендового топливного хранилища в топливо-масляный теплообменник (ТМТ).
При испытаниях двигателя с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу топлива из топливного хранилища стендовым топливным насосом в топливно-масляный теплообменник, при этом величина расхода топлива через топливно-масляный теплообменник соответствует имитируемым полетным условиям. Далее после топливно-масляного теплообменника топливо, дополнительно поданное стендовым топливным насосом, через клапан перепуска (КП) сливается в топливное хранилище.
Таким образом, имитируется расход топлива через топливно-масляный теплообменник, соответствующий имитируемым полетным условиям, что позволяет обеспечить штатную работу маслосистемы, температуру масла и расход масла в процессе испытаний.
Пример.
Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ТРД. При этом используют предварительно созданную математическую модель двигателя. Испытания проводят в термобарокамере с полной имитацией полетных условий при высоте Н=1 км и числе Маха М=1 на максимальном режиме работы двигателя.
По результатам замеров и их статического обобщения получают расход топлива на максимальном режиме работы двигателя при полной имитации полетных условий при высоте Н=1 км и числе Маха М=1-GT=13000 кг/ч.
При испытаниях другого двигателя с наддувом и подогревом воздуха на входе при давлении на входе в двигатель рвх=1,89 кг/см2 и температуре воздуха на входе в двигатель tвх=73°C, соответствующих условиям на входе в двигатель при полете самолета на высоте Н=1 км и числе Маха М=1, расход топлива на максимальном режиме работы двигателя составил GT=10000 кг/ч.
Для обеспечения штатной работы топливно-масляного теплообменника при испытаниях обеспечивают дополнительную подачу топлива стендовым топливным насосом в топливно-масляный теплообменник с расходом 3000 кг/ч (для достижения суммарного расхода через топливно-масляный теплообменник 13000 кг/ч, соответствующего имитируемым полетным условиям).
Осуществление изобретения позволяет обеспечить штатную работу маслосистемы, оптимальные значения температуры и расхода масла в процессе испытаний и повысить достоверность результатов испытаний.
Claims (1)
- Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя, включающий подогрев и наддув воздуха на входе в двигатель, отличающийся тем, что для двигателя, содержащего топливно-масляный теплообменник, предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют расход топлива, подаваемого в теплообменник на заданном режиме при заданных условиях полета, а при испытании двигателя с наддувом и подогревом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу топлива в топливно-масляный теплообменник с расходом, соответствующим имитируемым полетным условиям.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017113688A RU2645066C1 (ru) | 2017-04-20 | 2017-04-20 | Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017113688A RU2645066C1 (ru) | 2017-04-20 | 2017-04-20 | Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2645066C1 true RU2645066C1 (ru) | 2018-02-15 |
Family
ID=61226956
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017113688A RU2645066C1 (ru) | 2017-04-20 | 2017-04-20 | Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2645066C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2699869C1 (ru) * | 2018-09-07 | 2019-09-11 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU265513A1 (ru) * | А. Н. Доброхотов | Схема установки для испытания авиационных | ||
| US7020595B1 (en) * | 1999-11-26 | 2006-03-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for model based diagnostics |
| EP1619489B1 (fr) * | 2004-07-19 | 2008-03-19 | Techspace Aero | Equipement pour essais de développement d'un turboréacteur |
| RU2487333C1 (ru) * | 2012-04-12 | 2013-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель. способ испытания турбореактивного двигателя (варианты). способ производства турбореактивного двигателя. способ промышленного производства турбореактивного двигателя. способ эксплуатации турбореактивного двигателя |
| RU2551015C1 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-05-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ доводки опытного турбореактивного двигателя |
-
2017
- 2017-04-20 RU RU2017113688A patent/RU2645066C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU265513A1 (ru) * | А. Н. Доброхотов | Схема установки для испытания авиационных | ||
| US7020595B1 (en) * | 1999-11-26 | 2006-03-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for model based diagnostics |
| EP1619489B1 (fr) * | 2004-07-19 | 2008-03-19 | Techspace Aero | Equipement pour essais de développement d'un turboréacteur |
| RU2487333C1 (ru) * | 2012-04-12 | 2013-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель. способ испытания турбореактивного двигателя (варианты). способ производства турбореактивного двигателя. способ промышленного производства турбореактивного двигателя. способ эксплуатации турбореактивного двигателя |
| RU2551015C1 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-05-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ доводки опытного турбореактивного двигателя |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| СКУБАЧЕВСКИЙ Л.С. Испытания воздушно-реактивных двигателей, Москва, Машиностроение, 1972, с.19-20. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2699869C1 (ru) * | 2018-09-07 | 2019-09-11 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104298826A (zh) | 一种反推力状态下的航空发动机气动稳定性预测与评估方法 | |
| Kim et al. | The effect of outside air temperature and cetane number on combustion and performance in a UAV diesel engine at various altitude conditions | |
| US11041446B2 (en) | Gas turbine engine fuel additive control system | |
| RU2645066C1 (ru) | Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя | |
| Ogorodnikov et al. | Russian research on experimental hydrogen-fueled dual-mode scramjet: conception and preflight tests | |
| CN105157947B (zh) | 一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法 | |
| CN113848065A (zh) | 用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统及方法 | |
| RU2682225C1 (ru) | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя | |
| CN210426968U (zh) | 一种微小型航空涡轮发动机喷油环流量测试系统 | |
| Turan et al. | First law approach of a low bypass turbofan engine | |
| Van Zante et al. | Environmentally responsible aviation: propulsion research to enable fuel burn, noise and emissions reduction | |
| Tamm et al. | Leveraging large-eddy simulations to investigate the influence of temperature non-uniformity on jet noise | |
| CN110160792A (zh) | 一种动力系统动态模拟试验方法 | |
| Xia et al. | Research on windmill starting characteristics of MTE-D micro turbine engine | |
| Azevedo et al. | Experimental investigation of high regression rate paraffin for solid fuel ramjet propulsion | |
| Min et al. | Experiment analysis of combustion performance in pulse jet engine | |
| CN115756035A (zh) | 航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法 | |
| RU2592562C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| Makida et al. | Detailed research on rich-lean type single sector and full annular combustor for small aircraft engine | |
| Riegler et al. | Validation of a mixed flow turbofan performance model in the sub-idle operating range | |
| RU154500U1 (ru) | Установка для предварительных испытаний форсажной камеры двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2586792C1 (ru) | Способ определения коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2682221C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемой геометрией выходного устройства | |
| RU2551247C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| CN109282990A (zh) | 一种超音速发动机试车台进气系统的使用方法 |