RU2681548C1 - Method of stand tests of turbo-reactive two-circuit motor - Google Patents

Method of stand tests of turbo-reactive two-circuit motor Download PDF

Info

Publication number
RU2681548C1
RU2681548C1 RU2018116622A RU2018116622A RU2681548C1 RU 2681548 C1 RU2681548 C1 RU 2681548C1 RU 2018116622 A RU2018116622 A RU 2018116622A RU 2018116622 A RU2018116622 A RU 2018116622A RU 2681548 C1 RU2681548 C1 RU 2681548C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fan
engine
oscillations
self
pressure
Prior art date
Application number
RU2018116622A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Борис Михайлович Клинский
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2018116622A priority Critical patent/RU2681548C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2681548C1 publication Critical patent/RU2681548C1/en

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

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: testing equipment.SUBSTANCE: invention relates to the field of engineering of gas turbine engines, and in particular to the methods of bench tests of turbojet by-pass engines (TRD) with verification of the absence of self-oscillations of engine fan blades. In the bench test method of a turbojet bypass engine in the operating frequency range nrotation of the fan rotor, the corresponding subsonic flow of working blades, measure the total pressure P*at the engine input in front of the fan, full pressure P*behind the first fan stage in the angular position 0±10° relative to the center line of symmetry of the pylon, consumption Gair through the fan, temperature T*deceleration flow input of the engine in front of the fan and the frequency nfan rotor rotation, calculate the value of π*the degree of increase in pressure of the first stage of the fan, calculate the reduced frequency nrotation of the fan rotor and the reduced flow Gair through the fan according to measured values of n, P*, Gand T*, compare the obtained value of π*with the upper threshold value π*designated as a result of preliminary tests of this type of engine the degree of increase in pressure of the first stage of the fan, depending on the value of Gin the operating frequency range nand according to the result of the comparison of values, the adjustment of the engine operation is carried out, achieving the coincidence of π*and π*with constant Gin the operating frequency range n, and only under the specified conditions, the absence of self-oscillations of the fan blades is checked, and if they are absent, the bench tests are completed, and in the case of self-oscillations, the assigned upper threshold π*is adjusted the degree of pressure increase and re-check the absence of self-oscillations of the fan blades.EFFECT: technical result achieved with the implementation of the present invention is to ensure that there are no auto-oscillations when subsonic flux flows around the working blades as part of bench tests for turbofan engines with a part of the suspension pylon design placed in the channel of the outer contour.1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области техники испытаний газотурбинных двигателей, а именно к способам стендовых испытаний турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток (РЛ) вентилятора двигателя.The invention relates to the field of test technology for gas turbine engines, and in particular to methods of bench tests of turbojet bypass engines (TRDD) with verification of the absence of self-oscillations of the working blades (RL) of the engine fan.

Известен способ стендовых испытаний авиационных двигателей (RU 2649171, 2018), в котором проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя в рабочем диапазоне приведенных частот

Figure 00000001
вращения ротора вентилятора.A known method of bench testing of aircraft engines (RU 2649171, 2018), in which check the absence of self-oscillations of the working blades of the first stage of the engine fan in the operating range of reduced frequencies
Figure 00000001
fan rotor rotation.

Известен способ стендовых испытаний газотурбинных двигателей (см. «Руководство по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах», ЦИАМ, 2012, с. 91-106), в котором также проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя в рабочем диапазоне приведенных частот

Figure 00000001
вращения ротора вентилятора.A known method of bench testing of gas turbine engines (see "Manual for testing aircraft engines on high-altitude and climatic stands", TsIAM, 2012, pp. 91-106), which also check the absence of self-oscillations of the working blades of the first stage of the engine fan in the operating range of the given frequencies
Figure 00000001
fan rotor rotation.

В соответствии с известным способом, проверку отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентиляторов осуществляют для двух типов флаттера:In accordance with the known method, checking for the absence of self-oscillations of the fan blades is carried out for two types of flutter:

- «срывной», возникающий на пониженных приведенных частотах вращения ротора вентилятора при дозвуковом обтекании с повышенными углами атаки потока на рабочих лопатках;- “stall”, occurring at lower reduced frequencies of rotation of the fan rotor during subsonic flow with increased angles of attack of the flow on the working blades;

- «сверхзвуковой», возникающий при сверхзвуковом обтекании рабочих лопаток с малыми углами атаки в области максимальных приведенных частот вращения ротора вентилятора.- “supersonic”, arising during supersonic flow around working blades with small angles of attack in the region of maximum reduced frequencies of rotation of the fan rotor.

Известны конструкции ТРДД с большой степенью двухконтурности, например ПД-14, GE90, GE90X, PW1400G и др., которые предусматривают размещение в наружном контуре ТРДД части конструкции пилона подвески (RU 2469916, 2008) для прикрепления двигателя к крылу самолета, например на самолетах типа Ил-86, Ил-96, Ту-204, SSJ-100, МС-21, В-777, В-747, В-887, В-737, А-320, А-350, А-380 и др. Такое размещение части пилона в канале наружного контура (КНК) двигателя оказывает существенное местное аэродинамическое влияние на поток в КНК.There are known designs of turbofan engines with a large degree of bypass, for example, PD-14, GE90, GE90X, PW1400G, etc., which provide for the placement in the external circuit of the turbofan engine part of the suspension pylon structure (RU 2469916, 2008) for attaching the engine to the wing of an aircraft, for example on aircraft of type IL-86, IL-96, Tu-204, SSJ-100, MS-21, V-777, V-747, V-887, V-737, A-320, A-350, A-380, etc. Such placement of a part of the pylon in the channel of the outer loop (KNK) of the engine has a significant local aerodynamic effect on the flow in the KNK.

Однако известные способы испытаний газотурбинных двигателей с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора предназначены для испытаний двигателей без конструкции в КНК части пилона подвески (обычно это одноконтурные турбореактивные двигатели типа АЛ-21Ф или ТРДД с форсажной камерой с малой степенью двухконтурности, например АЛ-31Ф, РД-33), а следовательно, не применимы для испытаний указанных ТРДД.However, the known methods for testing gas turbine engines with a check of the absence of self-oscillations of the fan blades are designed to test engines without a design of the suspension pylon part (usually these are single-circuit turbojet engines like AL-21F or turbofan engines with an afterburner with a low bypass ratio, for example AL-31F, RD -33), and therefore, are not applicable for testing these turbofan engines.

Техническая проблема, на решение которой направлено изобретение, заключается в создании способа стендовых испытаний ТРДД, позволяющего учитывать аэродинамическое влияние части конструкции пилона подвески, размещенной в канале наружного контура ТРДД, при проверке отсутствия автоколебаний рабочих лопаток его вентилятора.The technical problem to which the invention is directed is to create a method for bench tests of turbofan engines, which allows one to take into account the aerodynamic influence of a part of the suspension pylon structure located in the channel of the external circuit of a turbofan engine when checking for the absence of self-oscillations of the working blades of its fan.

Технический результат, достигаемый при реализации настоящего изобретения, заключается в обеспечении проверки отсутствия автоколебаний при дозвуковом обтекании потоком рабочих лопаток в рамках стендовых испытаний ТРДД с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески.The technical result achieved by the implementation of the present invention is to ensure that there is no self-oscillation during subsonic flow around the blades in the framework of bench tests of turbofan engines with a part of the suspension pylon structure located in the channel of the outer circuit.

Технический результат достигается за счет того, что в способе стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя с размещенной в канале наружного контура двигателя частью конструкции пилона подвески проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя, для чего в рабочем диапазоне приведенных частот

Figure 00000001
вращения ротора вентилятора, соответствующем дозвуковому обтеканию потоком рабочих лопаток, измеряют полное давление
Figure 00000002
на входе в двигатель перед вентилятором, полное давление
Figure 00000003
за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, расход GB воздуха через вентилятор, температуру
Figure 00000004
торможения потока на входе в двигатель перед вентилятором и частоту nB вращения ротора вентилятора, рассчитывают значение
Figure 00000005
степени повышения давления первой ступени вентилятора как:The technical result is achieved due to the fact that in the method of bench tests of a turbojet dual-circuit engine with a part of the suspension pylon structure located in the channel of the external circuit of the engine, the absence of self-oscillations of the working blades of the first stage of the engine fan is checked, for which, in the operating frequency range
Figure 00000001
the rotation of the rotor of the fan corresponding to the subsonic flow around the flow of the blades, measure the total pressure
Figure 00000002
at the engine inlet in front of the fan, total pressure
Figure 00000003
behind the first stage of the fan in the angular position 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon, air flow G B through the fan, temperature
Figure 00000004
the braking of the flow at the inlet of the engine in front of the fan and the rotational speed n B of the fan rotor, calculate the value
Figure 00000005
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan as:

Figure 00000006
Figure 00000006

рассчитывают приведенную частоту

Figure 00000001
вращения ротора вентилятора и приведенный расход GВ.ПР воздуха через вентилятор по измеренным значениям nB,
Figure 00000007
GB и
Figure 00000008
сравнивают полученное значение
Figure 00000009
с назначенным по результатам предварительных испытаний данного типа двигателя верхним пороговым значением
Figure 00000010
степени повышения давления первой ступени вентилятора в зависимости от величины GВ.ПР в рабочем диапазоне приведенных частот
Figure 00000011
и по результату сравнения значений осуществляют подстройку работы двигателя, добиваясь совпадения значений
Figure 00000012
и
Figure 00000013
при неизменной величине GВ.ПР в рабочем диапазоне приведенных частот
Figure 00000014
и только при указанных условиях проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора, причем в случае их отсутствия завершают стендовые испытания, а в случае наличия автоколебаний корректируют назначенное верхнее пороговое значение
Figure 00000015
степени повышения давления и повторно проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора.calculated frequency
Figure 00000001
rotation of the rotor of the fan and the reduced flow rate G V. The airflow through the fan according to the measured values of n B ,
Figure 00000007
G B and
Figure 00000008
compare the obtained value
Figure 00000009
with the upper threshold value assigned according to the results of preliminary tests of this type of engine
Figure 00000010
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan, depending on the value of G V. PR in the operating range of reduced frequencies
Figure 00000011
and according to the result of comparing the values, the engine operation is adjusted, achieving the coincidence of the values
Figure 00000012
and
Figure 00000013
at a constant value of G B. PR in the operating range of reduced frequencies
Figure 00000014
and only under the indicated conditions, the absence of self-oscillations of the fan blades is checked, and in case of their absence, bench tests are completed, and in the case of self-oscillations, the assigned upper threshold value is adjusted
Figure 00000015
the degree of pressure increase and re-check the absence of self-oscillations of the fan blades.

Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение. В частном случае, корректировку назначенного порогового значения степени повышения давления и повторную проверку отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора осуществляют до нахождения границы начала возникновения автоколебаний.Essential symptoms may have development and continuation. In the particular case, the adjustment of the assigned threshold value of the degree of pressure increase and re-checking the absence of self-oscillations of the fan blades is carried out before finding the boundary of the onset of self-oscillations.

Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как только совокупность существенных признаков, характеризующих изобретение, позволяет осуществлять проверку отсутствия автоколебаний, возникающих на пониженных приведенных оборотах ротора вентилятора при дозвуковом обтекании с повышенными углами атаки потока на рабочих лопатках в рамках стендовых испытаний ТРДД с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески.These essential features provide a solution to the technical problem with the achievement of the claimed technical result, since only the set of essential features characterizing the invention allows checking for the absence of self-oscillations occurring at reduced reduced rotor speeds of the fan rotor during subsonic flow with increased angles of attack of the flow on the working blades within bench tests of turbofan engines with a part of the suspension pylon structure located in the channel of the outer circuit .

Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием способа стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя со ссылкой на фигуры 1-3, гдеThe present invention is illustrated by the following detailed description of the bench test method of a turbojet bypass engine with reference to figures 1-3, where

на фиг. 1 показан ТРДД с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески;in FIG. 1 shows a turbofan engine with a part of the suspension pylon structure located in the channel of the outer circuit;

на фиг. 2 приведен график распределения статического давления на входе и за рабочими лопатками перед спрямляющим аппаратом вентилятора вдоль окружности внешнего корпуса ТРДД;in FIG. 2 shows a graph of the distribution of static pressure at the inlet and behind the rotor blades in front of the fan rectifier along the circumference of the external turbofan engine;

на фиг. 3 показан график, на котором представлен результат предварительных испытаний трех ТРДД одного типа в области, относящейся к дозвуковому обтеканию рабочих лопаток первой ступени вентилятораin FIG. 3 is a graph showing the result of preliminary tests of three turbofan engines of the same type in the region related to subsonic flow around the blades of the first fan stage

Способ стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя осуществляется следующим образом.The method of bench testing of a turbojet bypass engine is as follows.

В способе стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя с размещенной в канале наружного контура двигателя частью конструкции пилона подвески проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя, для чего в рабочем диапазоне приведенных частот

Figure 00000016
вращения ротора вентилятора, соответствующем дозвуковому обтеканию потоком рабочих лопаток, измеряют полное давление
Figure 00000017
на входе в двигатель перед вентилятором, полное давление
Figure 00000018
за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, расход GВ воздуха через вентилятор, температуру
Figure 00000019
торможения потока на входе в двигатель перед вентилятором и частоту nB вращения ротора вентилятора, рассчитывают значение
Figure 00000020
степени повышения давления первой ступени вентилятора как:In the method of bench tests of a turbojet dual-circuit engine with a part of the suspension pylon structure located in the channel of the external circuit of the engine, the absence of self-oscillations of the working blades of the first stage of the engine fan is checked, for which purpose in the operating frequency range
Figure 00000016
the rotation of the rotor of the fan corresponding to the subsonic flow around the flow of the blades, measure the total pressure
Figure 00000017
at the engine inlet in front of the fan, total pressure
Figure 00000018
behind the first stage of the fan in the angular position 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon, flow rate G In air through the fan, temperature
Figure 00000019
the braking of the flow at the inlet of the engine in front of the fan and the rotational speed n B of the fan rotor, calculate the value
Figure 00000020
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan as:

Figure 00000021
Figure 00000021

рассчитывают приведенную частоту

Figure 00000022
вращения ротора вентилятора и приведенный расход GВ.ПР воздуха через вентилятор по измеренным значениям nB,
Figure 00000023
GВ и
Figure 00000024
сравнивают полученное значение
Figure 00000025
с назначенным по результатам предварительных испытаний данного типа двигателя верхним пороговым значением
Figure 00000026
степени повышения давления первой ступени вентилятора в зависимости от величины GВ.ПР в рабочем диапазоне приведенных частот
Figure 00000027
и по результату сравнения значений осуществляют подстройку работы двигателя, добиваясь совпадения значений
Figure 00000028
и
Figure 00000029
при неизменной величине GВ.ПР в рабочем диапазоне приведенных частот
Figure 00000030
и только при указанных условиях проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора, причем в случае их отсутствия завершают стендовые испытания, а в случае наличия автоколебаний корректируют назначенное верхнее пороговое значение
Figure 00000031
степени повышения давления и повторно проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора.calculated frequency
Figure 00000022
rotation of the rotor of the fan and the reduced flow rate G V. The airflow through the fan according to the measured values of n B ,
Figure 00000023
G B and
Figure 00000024
compare the obtained value
Figure 00000025
with the upper threshold value assigned according to the results of preliminary tests of this type of engine
Figure 00000026
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan, depending on the value of G V.
Figure 00000027
and according to the result of comparing the values, the engine operation is adjusted, achieving the coincidence of the values
Figure 00000028
and
Figure 00000029
at a constant value of G B. PR in the operating range of reduced frequencies
Figure 00000030
and only under the indicated conditions, the absence of self-oscillations of the fan blades is checked, and in case of their absence, bench tests are completed, and in the case of self-oscillations, the assigned upper threshold value is corrected
Figure 00000031
the degree of pressure increase and re-check the absence of self-oscillations of the fan blades.

В частном случае, корректировку назначенного порогового значения степени повышения давления и повторную проверку отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора осуществляют до нахождения границы начала возникновения автоколебаний.In the particular case, the adjustment of the assigned threshold value of the degree of pressure increase and re-checking the absence of self-oscillations of the fan blades is carried out before finding the boundary of the onset of self-oscillations.

На фиг. 1 показан ТРДД с раздельными контурами с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески. При проведении стендовых испытаний авиационных ТРДД, передняя часть конструкции пилона находится в КНК 1 ТРДД. В частности, в случае одноступенчатого вентилятора передняя часть конструкции пилона размещается непосредственно за спрямляющим аппаратом (СА) 2 вентилятора. Передняя точка 3 крепления ТРДД к пилону воспринимает и передает на пилон нагрузки по трем осям - продольную (тяга), поперечную и вертикальную (вес). Задняя точка 4 крепления ТРДД к пилону воспринимает и передает нагрузки по двум осям - поперечную и вертикальную (вес), а также крутящий момент. Весь пилон в сборе подвешен на срезном болте 5, который разрушается при превышении заданной нагрузки, чтобы не повредить крыло 6 при аварийной посадке самолета на грунт.In FIG. 1 shows a turbojet engine with separate circuits with a part of the suspension pylon structure located in the channel of the external circuit. When conducting bench tests of aircraft turbofan engines, the front part of the pylon structure is located in KNK 1 turbofan engines. In particular, in the case of a single-stage fan, the front part of the pylon structure is located directly behind the fan rectifier (CA) 2. The front point 3 of the attachment of the turbofan engine to the pylon receives and transfers loads to the pylon along three axes - longitudinal (thrust), transverse and vertical (weight). The rear point 4 of the fastening of the turbofan engine to the pylon receives and transfers loads along two axes - transverse and vertical (weight), as well as torque. The entire pylon assembly is suspended on a shear bolt 5, which collapses when the specified load is exceeded, so as not to damage the wing 6 during an emergency landing of the aircraft on the ground.

Рабочий диапазон приведенных частот

Figure 00000032
вращения ротора вентилятора, соответствующий дозвуковому обтеканию потоком рабочих лопаток 7, задается исходя из известных результатов предварительных расчетов и испытаний, характеризующих зависимость скорости потока воздуха в вентиляторе от приведенной частоты вращения его ротора с учетом числа Маха относительной скорости потока. Верхнюю границу диапазона приведенных частот
Figure 00000033
вращения можно задать с помощью порогового значения
Figure 00000034
равного:Frequency Range
Figure 00000032
the rotation of the fan rotor, corresponding to the subsonic flow around the flow of the working blades 7, is set based on the known results of preliminary calculations and tests characterizing the dependence of the air flow velocity in the fan on the reduced rotational speed of its rotor, taking into account the Mach number and relative flow velocity. The upper limit of the range of reduced frequencies
Figure 00000033
rotations can be set using a threshold value
Figure 00000034
equal to:

Figure 00000035
Figure 00000035

где

Figure 00000036
- максимальная приведенная частота вращения ротора вентилятора, при числе Маха по относительной скорости меньше 1,1.Where
Figure 00000036
- the maximum reduced frequency of rotation of the fan rotor, with a Mach number relative speed less than 1.1.

На первом этапе заявленного способа измеряют полное давление

Figure 00000037
на входе в ТРДД перед вентилятором, полное давление
Figure 00000038
за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, расход GВ воздуха через вентилятор, температуру
Figure 00000039
торможения потока на входе в двигатель перед вентилятором и частоту
Figure 00000040
вращения ротора вентилятора, которые являются показателями нормируемых параметров при проверке на возникновение автоколебаний рабочих лопаток согласно вышеуказанному «Руководству по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах», с. 91-106.At the first stage of the claimed method measure the total pressure
Figure 00000037
at the entrance to the turbofan engine in front of the fan, full pressure
Figure 00000038
behind the first stage of the fan in the angular position 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon, flow rate G In air through the fan, temperature
Figure 00000039
inhibition of flow at the engine inlet in front of the fan and frequency
Figure 00000040
rotation of the fan rotor, which are indicators of normalized parameters when checking for the occurrence of self-oscillations of the working blades according to the above “Manual for testing aircraft engines on high-altitude and climatic stands”, p. 91-106.

Полное давление

Figure 00000041
на входе в ТРДД и температура
Figure 00000042
торможения потока могут быть измерены согласно РТМ 1574-77, а расход GВ воздуха - согласно РТМ 1574-77 и ОСТ 102555-85.Total pressure
Figure 00000041
at the entrance to the turbofan engine and temperature
Figure 00000042
flow inhibitions can be measured according to RTM 1574-77, and air flow rate G B according to RTM 1574-77 and OST 102555-85.

Полное давление

Figure 00000043
за первой ступенью вентилятора может быть определено по значению полного давления
Figure 00000044
измеренного одной радиальной многоточечной гребенкой, расположенной в угловом секторе 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона. При этом приемники полного давления располагаются на радиальной гребенке в поясах на равновеликих площадях:Total pressure
Figure 00000043
after the first stage of the fan can be determined by the value of the total pressure
Figure 00000044
measured by one radial multipoint comb located in the angular sector 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon. In this case, the total pressure receivers are located on the radial comb in the belts on equal areas:

Figure 00000045
Figure 00000045

Figure 00000046
- сумма величин от 1 до n;
Figure 00000046
- the sum of the values from 1 to n;

j - порядковый номер приемника давления в гребенке;j is the serial number of the pressure receiver in the comb;

n - число приемников давления по высоте пера гребенки.n is the number of pressure receivers along the height of the comb pen.

Приемники давления гребенки могут быть расположены от выходной кромки СА 2 на расстоянии около половины величины ширины решетки СА 2, с целью предотвращения попадания приемников давления в след от спрямляющих аппаратов, расположенных далее по потоку.The pressure receivers of the comb can be located from the output edge CA 2 at a distance of about half the size of the lattice CA 2, in order to prevent the pressure receivers from getting into the trace from rectifiers located downstream.

Погрешности измерения параметров вентилятора на данном этапе должны соответствовать требованиям ОСТ 101021-93.Errors of measurement of fan parameters at this stage must comply with the requirements of OST 101021-93.

Выбор углового положения 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона обусловлен неравномерностью поля статического давления за рабочими лопатками 7 перед СА 2 вентилятора и полного давления в окружном направлении, что подтверждается данными экспериментальных исследований, приведенных на фиг. 2.The choice of the angular position of 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon is due to the unevenness of the static pressure field behind the rotor blades 7 in front of the fan CA 2 and the total pressure in the circumferential direction, which is confirmed by the experimental studies shown in FIG. 2.

На фиг. 2 приведен график распределения статического давления на входе (в верхней части фиг. 2) и за рабочими лопатками перед СА 2 вентилятора (в нижней части фиг. 2) вдоль окружности внешнего корпуса ТРДД во входном стендовом трубопроводе в крейсерских условиях полета для трех основных режимов работы ТРДД, характеризующихся тремя различными значениями

Figure 00000047
Figure 00000048
частот вращения вентилятора.In FIG. Figure 2 shows a graph of the distribution of static pressure at the inlet (in the upper part of Fig. 2) and behind the rotor blades in front of the fan CA 2 (in the lower part of Fig. 2) along the circumference of the external turbofan engine in the inlet bench pipeline under cruising flight conditions for the three main operating modes Turbofan engines characterized by three different values
Figure 00000047
Figure 00000048
fan speeds.

По оси абсцисс откладывается угол по окружности внутренней части внешнего корпуса двигателя в градусах, по оси ординат - статическое давление в Па, причем 0° соответствует верхнему положению пилона за СА 2 вентилятора. Окружная неравномерность статического давления на входе в вентилятор в сечении расходомерного коллектора (РМК) во входном присоединенном трубопроводе составляет менее 0,65-0,74% от среднего статического давления в мерном сечении, а окружная неравномерность статического давления за рабочим колесом вентилятора составляет 6,5-7% от среднего статического давления в том же сечении. Такой значительный уровень окружной неравномерности статического давления за РЛ перед СА вентилятора можно объяснить исключительно аэродинамическим влиянием пилона, расположенного сразу за СА вентилятора вверх по потоку. Скорость потока на входе в СА будет выше в зоне пониженного статического давления и ниже в зоне повышенного статического давления. Вследствие этого потери полного давления

Figure 00000049
в СА вентилятора будут выше в зоне повышенных входных скоростей потока и меньше в зоне пониженных скоростей. Угловое положение зоны повышенного статического давления (и, соответственно, пониженных потерь полного давления) совпадает с местом расположения пилона в КНК 1. Поэтому каждая рабочая лопатка 7 за один оборот при вращении проходит область повышенного давления впереди пилона с пониженной осевой скоростью потока, что при сохранении постоянной окружной скорости вращения рабочей лопатки и величины
Figure 00000032
приводит к мгновенному увеличению угла атаки потока на рабочую лопатку 7 вентилятора, что в свою очередь создает наиболее благоприятные условия для возникновения «срывного» флаттера.The abscissa axis shows the angle around the circumference of the inner part of the outer motor casing in degrees, the ordinate axis represents the static pressure in Pa, and 0 ° corresponds to the upper position of the pylon beyond CA 2 of the fan. The circumferential non-uniformity of the static pressure at the fan inlet in the cross section of the flow meter manifold (PMC) in the inlet connected pipe is less than 0.65-0.74% of the average static pressure in the measured section, and the circumferential non-uniformity of the static pressure behind the fan impeller is 6.5 -7% of the average static pressure in the same section. Such a significant level of circumferential non-uniformity of the static pressure behind the radar in front of the fan CA can be explained solely by the aerodynamic influence of the pylon located immediately upstream of the fan CA. The flow rate at the inlet to the SA will be higher in the zone of low static pressure and lower in the zone of high static pressure. As a result of this loss of total pressure
Figure 00000049
in a fan CA will be higher in the zone of increased inlet flow rates and less in the zone of reduced speeds. The angular position of the zone of increased static pressure (and, correspondingly, reduced losses of total pressure) coincides with the location of the pylon in KNK 1. Therefore, each working blade 7 during one revolution passes a region of increased pressure in front of the pylon with a reduced axial flow velocity, which, while maintaining constant peripheral speed of rotation of the working blade and the magnitude
Figure 00000032
leads to an instant increase in the angle of attack of the flow on the fan blade 7, which in turn creates the most favorable conditions for the occurrence of “stall” flutter.

Таким образом, на основании полученных данных можно утверждать, что минимальные значения осевой скорости потока и максимальные углы атаки потока на рабочие лопатки 7 вентилятора должны наблюдаться перед рабочими лопатками, вращающимися напротив пилона. Этому положению вращающихся лопаток напротив пилона будет соответствовать максимальное значение степени повышения давления в ступени вентилятора.Thus, on the basis of the obtained data, it can be argued that the minimum values of the axial flow velocity and the maximum angles of attack of the flow on the fan blades 7 should be observed in front of the blades rotating opposite to the pylon. This position of the rotating blades opposite the pylon will correspond to the maximum value of the degree of increase in pressure in the fan stage.

На втором этапе заявленного способа рассчитывают значение

Figure 00000050
степени повышения давления первой ступени вентилятора как:In the second stage of the claimed method, calculate the value
Figure 00000050
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan as:

Figure 00000051
Figure 00000051

рассчитывают приведенную частоту

Figure 00000032
вращения ротора вентилятора и приведенный расход GВ.ПР воздуха через вентилятор по измеренным значениям
Figure 00000052
calculated frequency
Figure 00000032
fan rotor rotation and reduced flow rate G V. Air intake through the fan according to the measured values
Figure 00000052

Значения

Figure 00000053
и GВ.ПР могут быть рассчитаны по известным формулам для приведения параметров:Values
Figure 00000053
and G B. PR can be calculated according to well-known formulas to bring the parameters:

Figure 00000054
Figure 00000054

Figure 00000055
Figure 00000055

гдеWhere

Т0* - температура при стандартных условиях, К;T 0 * - temperature under standard conditions, K;

Р0* - давление при стандартных условиях, Па;P 0 * - pressure under standard conditions, Pa;

GB - расход воздуха через вентилятор, кг/с.G B - air flow through the fan, kg / s.

В частности, в авиационной отрасли при стандартных условиях значение Т0* принимается равным 288,15 К, Р0* - 101325 Па по ГОСТ 4401-81 «Атмосфера стандартная».In particular, in the aviation industry under standard conditions, the value of T 0 * is taken equal to 288.15 K, P 0 * - 101325 Pa according to GOST 4401-81 “Standard atmosphere”.

На третьем этапе сравнивают полученное значение

Figure 00000056
с назначенным по результатам предварительных испытаний данного типа двигателя верхним пороговым значением
Figure 00000057
степени повышения давления первой ступени вентилятора в зависимости от величины GВ.ПР в рабочем диапазоне приведенных частот
Figure 00000058
и по результату сравнения значений осуществляют подстройку работы двигателя, добиваясь совпадения значений
Figure 00000059
при неизменной величине GВ.ПР в рабочем диапазоне приведенных частот
Figure 00000060
и только при указанных условиях проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток 7 вентилятора, причем в случае их отсутствия завершают стендовые испытания, а в случае наличия автоколебаний корректируют назначенное верхнее пороговое значение
Figure 00000061
степени повышения давления и повторно проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток 7 вентилятора.In the third stage, the obtained value is compared
Figure 00000056
with the upper threshold value assigned according to the results of preliminary tests of this type of engine
Figure 00000057
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan, depending on the value of G V. PR in the operating range of reduced frequencies
Figure 00000058
and according to the result of comparing the values, the engine operation is adjusted, achieving the coincidence of the values
Figure 00000059
at a constant value of G B. PR in the operating range of reduced frequencies
Figure 00000060
and only under these conditions, check the absence of self-oscillations of the working blades of the fan 7, and in case of their absence, complete bench tests, and in the case of self-oscillations, adjust the assigned upper threshold value
Figure 00000061
the degree of pressure increase and re-check the absence of self-oscillations of the working blades 7 of the fan.

В качестве результата предварительных испытаний, на фиг. 3 показан пример назначения верхнего порогового значения по анализу статистики эксплуатации трех двигателей одного типа - положения значений точек, составляющих линии рабочих режимов (ЛРР) на графике зависимости

Figure 00000056
от GВ.ПР в рабочем диапазоне
Figure 00000062
As a result of the preliminary tests, in FIG. Figure 3 shows an example of assigning an upper threshold value for the analysis of statistics on the operation of three engines of the same type - the position of the values of the points making up the lines of operating modes (LRR) in the dependence
Figure 00000056
from G V.PR in the operating range
Figure 00000062

В качестве кривой №1 на фиг. 3 показано верхнее положение огибающей ЛРР разброса положений рабочих точек по анализу статистики эксплуатации трех двигателей одного типа, а в качестве кривой №2 - верхнее положение ЛРР с учетом запаса δКр1 по коэффициенту режима. При этом в качестве верхнего порогового значения выбирается значение

Figure 00000063
степени повышения давления первой ступени вентилятора соответствующее угловому положению 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона для соответствующего значения GB.ПР на кривой №2. Запас δКр1 по коэффициенту режима может определяться в соответствии с выше указанным «Руководством по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах», ЦИАМ, 2012, с. 91-106, и в частном случае составляет 2% от максимального значения, определенного по результатам анализа верхнего положения ЛРР с учетом статистики эксплуатации двигателей данного типа.As curve No. 1 in FIG. Figure 3 shows the upper position of the envelope of the LRR of the dispersion of the positions of the operating points according to the analysis of statistics on the operation of three engines of the same type, and as curve No. 2, the upper position of the LRR taking into account the margin δKr1 by the mode coefficient. In this case, the value is selected as the upper threshold value
Figure 00000063
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan corresponding to the angular position of 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon for the corresponding value of G B. PR on curve No. 2. The margin δKr1 by the coefficient of the regime can be determined in accordance with the aforementioned “Guidelines for testing aircraft engines on high-altitude and climatic stands”, TsIAM, 2012, p. 91-106, and in the particular case is 2% of the maximum value determined by the analysis of the upper position of the LRR taking into account the statistics of the operation of engines of this type.

Подстройка работы двигателя в случае испытания двигателя с раздельными контурами может быть осуществлена за счет изменения площади сопла наружного контура двигателя путем установки сменного насадка сопла, имеющего минимальную проходную площадь сечения, при которой обеспечивается совпадение значений

Figure 00000064
и
Figure 00000065
на характеристике вентилятора при соответствующей величине GВ.ПР в рабочем диапазоне
Figure 00000066
а в случае ТРДД с общим реактивным соплом за счет соответствующего изменения площади проходного сечения смесителя потоков воздуха и газа.Adjustment of the engine operation in the case of testing an engine with separate circuits can be carried out by changing the nozzle area of the outer circuit of the engine by installing a replaceable nozzle nozzle having a minimum passage sectional area, at which the values are consistent
Figure 00000064
and
Figure 00000065
on the characteristic of the fan with the corresponding value of G V.PR in the operating range
Figure 00000066
and in the case of a turbofan engine with a common jet nozzle due to a corresponding change in the area of the passage section of the mixer of air and gas flows.

Для проверки отсутствия автоколебаний рабочих лопаток 7 вентилятора могут быть, например, использованы известные из уровня техники тензодатчики, устанавливаемые на рабочие лопатки 7 первой ступени вентилятора, с учетом, например, «Руководства по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах».To check the absence of self-oscillations of the fan blades 7 of the fan, for example, load cells known from the prior art installed on the blade blades 7 of the first fan stage can be used, taking into account, for example, the “Manual for testing aircraft engines on high-altitude and climatic stands”.

Выбор верхнего порогового значения

Figure 00000067
обусловлен тем, что при эксплуатации ТРДД одного типа имеется разброс положения ЛРР из-за износа узлов, выработки зазоров в конструкции уплотнений, а также из-за технологического разброса, связанного с особенностями производства ТРДД. В то же время, указанное верхнее пороговое значение
Figure 00000068
степени повышения давления первой ступени вентилятора, определяемое с учетом измерения полного давления
Figure 00000069
за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, соответствует максимальному значению
Figure 00000070
степени повышения давления первой ступени вентилятора, а это, как показано выше, соответствует наиболее благоприятным условиям для возникновения «срывного флаттера». В известных способах определение значения
Figure 00000071
степени повышения давления первой ступени вентилятора ТРДД производится посредством измерения значений полного давления
Figure 00000072
равномерно по окружности за первой ступенью вентилятора. В этом случае среднеарифметическое значение
Figure 00000073
будет давать уменьшенную и смещенную величину по сравнению с максимальным значением
Figure 00000074
соответствующим угловому положению 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона. Следовательно, только при условиях, соответствующих верхнему пороговому значению
Figure 00000075
возможно осуществление проверки отсутствия автоколебаний при дозвуковом обтекании потоком рабочих лопаток 7 вентилятора в рамках стендовых испытаний ТРДД с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески.Upper Threshold Selection
Figure 00000067
due to the fact that during the operation of a turbofan engine of one type there is a spread in the position of the LRR due to wear of the nodes, the development of gaps in the design of the seals, and also due to the technological spread associated with the characteristics of the production of the turbofan engine. At the same time, the indicated upper threshold value
Figure 00000068
the degree of increase in pressure of the first fan stage, determined taking into account the measurement of total pressure
Figure 00000069
behind the first fan stage in the angular position 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon, corresponds to the maximum value
Figure 00000070
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan, and this, as shown above, corresponds to the most favorable conditions for the occurrence of “stall flutter”. In known methods, the determination of the value
Figure 00000071
the degree of increase in pressure of the first stage of the turbofan engine fan is performed by measuring the total pressure
Figure 00000072
evenly around the first step of the fan. In this case, the arithmetic mean value
Figure 00000073
will give a reduced and offset value compared to the maximum value
Figure 00000074
corresponding to the angular position of 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon. Therefore, only under conditions corresponding to the upper threshold value
Figure 00000075
it is possible to verify the absence of self-oscillations during subsonic flow around the fan blades 7 in the framework of bench tests of turbofan engines with a part of the suspension pylon structure located in the channel of the external circuit.

Claims (4)

1. Способ стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя с размещенной в канале наружного контура двигателя частью конструкции пилона подвески, в котором проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя, для чего в рабочем диапазоне приведенных частот nВ.ПР вращения ротора вентилятора, соответствующем дозвуковому обтеканию потоком рабочих лопаток, измеряют полное давление
Figure 00000076
на входе в двигатель перед вентилятором, полное давление
Figure 00000077
за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, расход GB воздуха через вентилятор, температуру
Figure 00000078
торможения потока на входе в двигатель перед вентилятором и частоту nВ вращения ротора вентилятора, рассчитывают значение
Figure 00000079
степени повышения давления первой ступени вентилятора как:1. A bench test method for a turbojet dual-circuit engine with a suspension pylon structure located in the channel of the engine's external circuit, in which the absence of self-oscillations of the working blades of the first stage of the engine fan is checked, for which, in the operating frequency range n V. The rotor speed of the fan rotor corresponding to the subsonic flow the flow of the working blades, measure the total pressure
Figure 00000076
at the engine inlet in front of the fan, total pressure
Figure 00000077
behind the first stage of the fan in the angular position 0 ± 10 ° relative to the axial line of symmetry of the pylon, air flow G B through the fan, temperature
Figure 00000078
the braking of the flow at the inlet of the engine in front of the fan and the frequency n V of the fan rotor rotation, calculate the value
Figure 00000079
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan as:
Figure 00000080
Figure 00000080
 рассчитывают приведенную частоту nВ.ПР вращения ротора вентилятора и приведенный расход GВ.ПР воздуха через вентилятор по измеренным значениям nB,
Figure 00000081
, GB и
Figure 00000082
сравнивают полученное значение
Figure 00000083
с назначенным по результатам предварительных испытаний данного типа двигателя верхним пороговым значением
Figure 00000084
степени повышения давления первой ступени вентилятора в зависимости от величины GВ.ПР в рабочем диапазоне приведенных частот nВ.ПР, и по результату сравнения значений осуществляют подстройку работы двигателя, добиваясь совпадения значений
Figure 00000085
и
Figure 00000086
при неизменной величине GB.ПР в рабочем диапазоне приведенных частот nВ.ПР, и только при указанных условиях проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора, причем в случае их отсутствия завершают стендовые испытания, а в случае наличия автоколебаний корректируют назначенное верхнее пороговое значение
Figure 00000087
степени повышения давления и повторно проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора.calculate the reduced frequency n B. The rotational speed of the rotor of the fan and the reduced flow rate G B. The flow of air through the fan according to the measured values of n B ,
Figure 00000081
, G B and
Figure 00000082
compare the obtained value
Figure 00000083
with the upper threshold value assigned according to the results of preliminary tests of this type of engine
Figure 00000084
the degree of increase in pressure of the first stage of the fan, depending on the value of G V.P.R. in the operating range of the reduced frequencies n V.P.P. , and according to the result of the comparison of the values, the engine operation is adjusted to achieve the same values
Figure 00000085
and
Figure 00000086
at a constant value of G B. RL in the operating range of reduced frequencies n B. RL , and only under these conditions, check for the absence of self-oscillations of the fan blades, in case of their absence, complete bench tests, and in the case of self-oscillations, adjust the assigned upper threshold value
Figure 00000087
the degree of pressure increase and re-check the absence of self-oscillations of the fan blades. 2. Способ по п. 1, в котором корректировку назначенного порогового значения степени повышения давления и повторную проверку отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора осуществляют до нахождения границы начала возникновения автоколебаний.2. The method according to p. 1, in which the adjustment of the assigned threshold value of the degree of pressure increase and re-checking the absence of self-oscillations of the working blades of the fan is carried out to find the boundary of the onset of self-oscillations.
RU2018116622A 2018-05-07 2018-05-07 Method of stand tests of turbo-reactive two-circuit motor RU2681548C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018116622A RU2681548C1 (en) 2018-05-07 2018-05-07 Method of stand tests of turbo-reactive two-circuit motor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018116622A RU2681548C1 (en) 2018-05-07 2018-05-07 Method of stand tests of turbo-reactive two-circuit motor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2681548C1 true RU2681548C1 (en) 2019-03-11

Family

ID=65805630

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018116622A RU2681548C1 (en) 2018-05-07 2018-05-07 Method of stand tests of turbo-reactive two-circuit motor

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2681548C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2792508C1 (en) * 2022-07-13 2023-03-22 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Method for determining the air flow through the internal and external circuits of a bypass turbojet engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003177059A (en) * 2001-12-12 2003-06-27 Toshiba Corp Method and apparatus for measuring vibration
GB2446684A (en) * 2006-11-30 2008-08-20 Gen Electric Vibration Measurement System For Gas Turbine Engine and Accelerometer Configured to Transmit Accelerometer Identifying Signal
RU2579300C1 (en) * 2014-12-09 2016-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Method of turbomachinery wheels finishing
RU2598983C1 (en) * 2015-04-10 2016-10-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Diagnostic technique for type of oscillations of working blades of axial turbomachine
RU2649171C1 (en) * 2017-06-08 2018-03-30 Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО НПЦ газотурбостроения "Салют") Testing method of the aero engine when checking for the absence of self-oscillations of the working blades of a low pressure compressor

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003177059A (en) * 2001-12-12 2003-06-27 Toshiba Corp Method and apparatus for measuring vibration
GB2446684A (en) * 2006-11-30 2008-08-20 Gen Electric Vibration Measurement System For Gas Turbine Engine and Accelerometer Configured to Transmit Accelerometer Identifying Signal
RU2579300C1 (en) * 2014-12-09 2016-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Method of turbomachinery wheels finishing
RU2598983C1 (en) * 2015-04-10 2016-10-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Diagnostic technique for type of oscillations of working blades of axial turbomachine
RU2649171C1 (en) * 2017-06-08 2018-03-30 Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО НПЦ газотурбостроения "Салют") Testing method of the aero engine when checking for the absence of self-oscillations of the working blades of a low pressure compressor

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2792508C1 (en) * 2022-07-13 2023-03-22 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Method for determining the air flow through the internal and external circuits of a bypass turbojet engine
RU2797897C1 (en) * 2022-11-07 2023-06-09 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Bench for automated testing of the gas generator of a by-pass turbojet engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Woodward et al. Fan Noise Source Diagnostic Test--Far-field Acoustic Results
Ricouard et al. Installation effects on contra-rotating open rotor noise
US11027827B2 (en) Method for separated flow detection
Brailko et al. Numerical and experimental investigations of CRF with simulation of flow non-uniformity in the basic flight conditions
Elliott et al. Acoustic performance of novel fan noise reduction technologies for a high bypass model turbofan at simulated flight conditions
RU2681548C1 (en) Method of stand tests of turbo-reactive two-circuit motor
RU2681550C1 (en) Method of stand tests of turbo-reactive two-circuit motor
Van Zante et al. Testing and performance verification of a high bypass ratio turbofan rotor in an internal flow component test facility
Allen et al. An experimental investigation into the impacts of varying the circumferential extent of tip-low total pressure distortion on fan stability
Hughes et al. The effect of bypass nozzle exit area on fan aerodynamic performance and noise in a model turbofan simulator
Johansson et al. Aerodynamic and heat transfer measurements on an intermediate turbine duct vane
Turner et al. Paper 6: Complete Characteristics for a Single-Stage Axial-Flow Fan
Schwaller et al. Noise validation of model fan rig with engine
Hughes et al. Effect of tip clearance on fan noise and aerodynamic performance
Ho The effect of vane-frame design on rotor-stator interaction noise
Carrasco Laraña et al. A Frequency Domain Model for Turbine Interaction Broadband Noise: Comparison with Measurements
Huntley et al. Effect of Circumferential Total-Pressure Gradients Typical of Single-Inlet Duct Installations on Performance of an Axial-Flow Turbojet Engine
Vouros et al. Effects of rotor-speed-ratio and crosswind inlet distortion on off-design performance of contra-rotating propelling unit
Li et al. Experimental Study on Total Pressure Distortion Characteristics of a High Bypass Ratio Turbofan Engine
Wallner et al. Generalization of turbojet and turbine-propeller engine performance in windmilling condition
Plucinsky “Quiet” Aspects of the Pratt & Whitney Aircraft JT15D Turbofan
Cherry et al. The aerodynamic design and performance of the NASA/GE e3 low pressure turbine
Medeiros et al. Effect of inlet-guide-vane angle on performance characteristics of a 13-stage axial-flow compressor in a turbojet engine
Ciepluch Effect of Inlet Air Distortion on the Steady-State and Surge Characteristics of an Axial-Flow Turbojet Compressor
Standahar et al. Investigation of a High-pressure-ratio Eight-stage Axial-flow Research Compressor with Two Transonic Inlet Stages V: Preliminary Analysis of Over-all Performance of Modified Compressor

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804