RU2659893C1 - Method for testing a gas turbine engine - Google Patents

Method for testing a gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2659893C1
RU2659893C1 RU2017135011A RU2017135011A RU2659893C1 RU 2659893 C1 RU2659893 C1 RU 2659893C1 RU 2017135011 A RU2017135011 A RU 2017135011A RU 2017135011 A RU2017135011 A RU 2017135011A RU 2659893 C1 RU2659893 C1 RU 2659893C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
behind
gas temperature
engine
pressure compressor
Prior art date
Application number
RU2017135011A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Викторович Куприк
Андрей Леонидович Киселев
Сергей Андреевич Перепелица
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2017135011A priority Critical patent/RU2659893C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2659893C1 publication Critical patent/RU2659893C1/en

Links

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

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to the field of aircraft engine construction, namely to methods for testing aviation gas turbine engines (GTE). GTE test method comprises pre-testing a representative number of engines of three to five in the selected engine operating mode, measuring the gas temperature in front of and behind the turbine at different positions of the angle of installation of guiding apparatus of the high-pressure compressor, determining the gas temperature change value in front of and behind the turbine when the position of the angle of installation of guiding apparatus of the high-pressure compressor changes, and measuring the gas temperature in front of and behind the turbine, during acceptance testing of the engine in the selected operating mode, and if the measured temperatures do not match the set values, the angle of installation of guiding apparatus of the high-pressure compressor is changed until the set gas temperature values reached in front of and behind the turbine.
EFFECT: method provides the same operation mode of the gas generator on all manufactured engine samples, which will allow obtaining the same resource on all manufactured engine samples and preventing premature failure, malfunctions and repairs during operation.
1 cl, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to methods of testing aircraft gas turbine engines.

Известен способ испытаний газотурбинного двигателя, заключающийся в измерении частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за турбиной и определении по ним настроечных значений регулятора и ограничителя режимов двигателя (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик, "Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей", Москва, "Машиностроение", 1979 г., стр. 113).A known method of testing a gas turbine engine, which consists in measuring the rotational speed of the high pressure rotor and the gas temperature behind the turbine and determining from them the tuning values of the regulator and limiter of the engine modes (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik, "Characteristics and operational properties of aircraft turbojets engines ", Moscow," Engineering, 1979, p. 113).

Данный способ не является оптимальным вследствие того, что он не обеспечивает одинакового режима работы газогенератора на всех изготовленных образцах двигателя, что приводит к неисправностям, преждевременным демонтажам двигателя с самолета и ремонтам.This method is not optimal due to the fact that it does not provide the same mode of operation of the gas generator on all manufactured engine samples, which leads to malfunctions, premature dismantling of the engine from the aircraft and repairs.

Ожидаемый технический результат - одинаковый режим работы газогенератора на всех изготовленных образцах двигателя.The expected technical result is the same mode of operation of the gas generator on all manufactured samples of the engine.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе испытаний газотурбинного двигателя, включающем измерение частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за турбиной и определение по ним настроечных значений регулятора и ограничителя режимов работы двигателя, согласно изобретению, предварительно проводят испытания репрезентативного количества двигателей от трех до пяти на выбранном режиме работы двигателя, измеряют температуру газа перед турбиной и за турбиной при различном положении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, определяют величину изменения температуры газа перед турбиной и за турбиной при изменении положения угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, затем при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на выбранном режиме работы измеряют температуру газа перед турбиной и за турбиной, и при несоответствии измеренных температур заданным значениям изменяют угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданной температуры газа перед турбиной и за турбиной.The expected technical result is achieved by the fact that in the known method of testing a gas turbine engine, including measuring the rotational speed of the high pressure rotor and the gas temperature behind the turbine and determining from them the tuning values of the regulator and the limiter of the engine operating conditions, according to the invention, preliminary tests are carried out on a representative number of engines from three up to five at the selected engine operating mode, measure the gas temperature in front of the turbine and behind the turbine at different positions of the angle of mouth new guides of the high-pressure compressor, determine the magnitude of the change in gas temperature in front of and behind the turbine when the angle of installation of the guides of the high-pressure compressor is changed, then, during acceptance tests of the engine in the selected operating mode, measure the gas temperature in front of and behind the turbine, and when discrepancies of the measured temperatures to the set values change the installation angle of the guide vanes of the high-pressure compressor until the set temperatures are reached gas before the turbine and the turbine.

Способ реализуется следующим образом.The method is implemented as follows.

Пример.Example.

Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти двигателей на максимальном режиме работы. При этом измеряют температуру газа перед турбиной Тг и температуру газа за турбиной Т4 при различном положении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления α 2 =0°,+1°,+2°,+3°,+4° (см. таблицу)A representative group of three to five engines is tested at maximum performance. In this case, the gas temperature in front of the turbine T g and the gas temperature behind the turbine T 4 are measured at a different position of the installation angle of the guide vanes of the high pressure compressor α 2 = 0 °, + 1 °, + 2 °, + 3 °, + 4 ° (see table)

Figure 00000001
Figure 00000001

По результатам испытаний определяют, что при увеличении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления на 1° температура газа перед турбиной увеличивается на ΔТГ=30K, температура газа за турбиной увеличивается на ΔТ4=18K.According to the test results, it is determined that with an increase in the installation angle of the guide vanes of the high-pressure compressor by 1 °, the gas temperature in front of the turbine increases by ΔТ Г = 30K, the gas temperature behind the turbine increases by ΔТ 4 = 18K.

При разработке двигателя задано, что температура газа на максимальном режиме работы двигателя должна составлять Тгм=1650K, температура газа за турбиной Т4м=1244K.In designing engine specified that the gas temperature at the maximum engine operating mode must be um T = 1650K, gas temperature after the turbine 4m T = 1244K.

При приемо-сдаточных испытаниях другого опытного образца двигателя на максимальном режиме работы измеряют температуру газа за турбиной Т4исх=1262K.During acceptance tests of another prototype engine at maximum operating mode, measure the gas temperature behind the turbine T 4xx = 1262K.

Для получения заданных температур газа перед и за турбиной на максимальном режиме уменьшают угол установки направляющих аппаратов на 1°.To obtain the set gas temperatures in front of and behind the turbine at the maximum mode, the installation angle of the guide vanes is reduced by 1 °.

Способ позволяет обеспечить одинаковый режим работы газогенератора на всех изготовленных образцах двигателя, что позволит получить одинаковый ресурс на всех изготовленных образцах двигателя и предотвратить преждевременные поломки, неисправности и ремонты в процессе эксплуатации.The method allows to ensure the same mode of operation of the gas generator on all manufactured samples of the engine, which will allow to obtain the same resource on all manufactured samples of the engine and prevent premature breakdowns, malfunctions and repairs during operation.

Claims (1)

Способ испытаний газотурбинного двигателя, включающий измерение частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за турбиной и определение по ним настроечных значений регулятора и ограничителя режимов работы двигателя, отличающийся тем, что предварительно проводят испытания репрезентативного количества двигателей от трех до пяти на выбранном режиме работы двигателя, измеряют температуру газа перед турбиной и за турбиной при различном положении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, определяют величину изменения температуры газа перед турбиной и за турбиной при изменении положения угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, затем при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на выбранном режиме работы измеряют температуру газа перед турбиной и за турбиной, и при несоответствии измеренных температур заданным значениям изменяют угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданных значений температуры газа перед турбиной и за турбиной.A method of testing a gas turbine engine, including measuring the rotational speed of the high pressure rotor and the gas temperature behind the turbine and determining from them the tuning values of the regulator and the limiter of the engine operating modes, characterized in that they preliminarily test a representative number of engines from three to five at the selected engine operating mode, measure the temperature of the gas in front of the turbine and behind the turbine at different positions of the installation angle of the guide vanes of the high-pressure compressor the magnitude of the change in gas temperature in front of the turbine and behind the turbine when the angle of installation of the guiding apparatus of the high pressure compressor is changed, then, during acceptance tests of the engine in the selected operating mode, the gas temperature is measured in front of the turbine and behind the turbine, and if the measured temperatures do not match the specified values, the angle is changed installation of the guide vanes of the high-pressure compressor to achieve the set gas temperature values in front of and behind the turbine.
RU2017135011A 2017-10-05 2017-10-05 Method for testing a gas turbine engine RU2659893C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135011A RU2659893C1 (en) 2017-10-05 2017-10-05 Method for testing a gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135011A RU2659893C1 (en) 2017-10-05 2017-10-05 Method for testing a gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2659893C1 true RU2659893C1 (en) 2018-07-04

Family

ID=62815531

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017135011A RU2659893C1 (en) 2017-10-05 2017-10-05 Method for testing a gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2659893C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1151075A1 (en) * 1983-05-24 2004-08-10 В.О. Боровик METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE
US7020595B1 (en) * 1999-11-26 2006-03-28 General Electric Company Methods and apparatus for model based diagnostics
EP1231369B1 (en) * 2001-02-08 2010-10-20 General Electric Company Gas turbine control system compensating water content in combustion air
RU2490492C1 (en) * 2012-02-07 2013-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Control method of gas-turbine engine, and system for its implementation
RU2525057C1 (en) * 2013-06-06 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Российская федерация Республика Башкортостан Method of gas turbine engine testing
RU2623619C1 (en) * 2016-08-30 2017-06-28 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Method of testing aviation gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1151075A1 (en) * 1983-05-24 2004-08-10 В.О. Боровик METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE
US7020595B1 (en) * 1999-11-26 2006-03-28 General Electric Company Methods and apparatus for model based diagnostics
EP1231369B1 (en) * 2001-02-08 2010-10-20 General Electric Company Gas turbine control system compensating water content in combustion air
RU2490492C1 (en) * 2012-02-07 2013-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Control method of gas-turbine engine, and system for its implementation
RU2525057C1 (en) * 2013-06-06 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Российская федерация Республика Башкортостан Method of gas turbine engine testing
RU2623619C1 (en) * 2016-08-30 2017-06-28 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Method of testing aviation gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ЛИТВИНОВ Ю.А. и др. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, Москва, Машиностроение, 1979, с.113. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110717219A (en) Method and device for acquiring inlet flow of compressor in complete state of aircraft engine
RU2382909C2 (en) Method of diagnostics of stalling and surging
RU2659893C1 (en) Method for testing a gas turbine engine
RU2013149497A (en) METHOD FOR TURING AN EXPERIENCED TURBOREACTIVE ENGINE
RU2476849C1 (en) Method of two-rotor gas turbine engine serviceability and maintenance in first operation
RU2649171C1 (en) Testing method of the aero engine when checking for the absence of self-oscillations of the working blades of a low pressure compressor
RU2013149456A (en) TURBOJET
RU2706513C1 (en) Test method of gas turbine engine
RU2702443C1 (en) Test method of gas turbine engine
RU142807U1 (en) TURBOJET
RU2791100C1 (en) Method for determining the true thrust value at the maximum operating mode of an aviation turbojet two-circuit engine
RU2645184C2 (en) Method for operating gas turbine below nominal power thereof
RU144425U1 (en) TURBOJET
RU2648197C1 (en) Gas-turbine engine testing method
RU2668310C1 (en) Method for determining gas temperature in front of turbine in afterburner mode of turbojet engine
RU2389891C1 (en) Control method of air leakages and flow for turbine cooling in double-flow gas turbine engine
RU2729563C1 (en) Aircraft turbojet engine test method
RU2592360C2 (en) Aircraft turbojet engine control method
RU2583485C1 (en) Method of controlling aircraft bypass turbojet engine
RU2555931C2 (en) Jet turbine engine
RU2006141934A (en) METHOD FOR DETERMINING THE TURBINE OF A TURBOREACTIVE TWO-CIRCUIT ENGINE
RU144426U1 (en) GAS TURBINE ENGINE
RU142961U1 (en) TURBOJET
RU2013149518A (en) METHOD FOR TESTING AN EXPERIENCED GAS TURBINE ENGINE
RU2792508C1 (en) Method for determining the air flow through the internal and external circuits of a bypass turbojet engine