RU2749779C1 - Method for testing afterburner of gas turbine engine - Google Patents

Method for testing afterburner of gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2749779C1
RU2749779C1 RU2020128469A RU2020128469A RU2749779C1 RU 2749779 C1 RU2749779 C1 RU 2749779C1 RU 2020128469 A RU2020128469 A RU 2020128469A RU 2020128469 A RU2020128469 A RU 2020128469A RU 2749779 C1 RU2749779 C1 RU 2749779C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
afterburner
pressure
regulator
gas turbine
air pressure
Prior art date
Application number
RU2020128469A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Александрович Шишков
Original Assignee
Владимир Александрович Шишков
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 Владимир Александрович Шишков filed Critical Владимир Александрович Шишков
Priority to RU2020128469A priority Critical patent/RU2749779C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2749779C1 publication Critical patent/RU2749779C1/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
    • 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
    • G01M15/04—Testing internal-combustion engines

Abstract

FIELD: transport engineering; aircraft engine building.
SUBSTANCE: invention relates to transport engineering and aircraft engine building and is applicable for ground tests of the afterburner at stands and airfields. The set tasks in the method of testing the afterburner of a gas turbine engine, which consists in its cyclic loading and simulation of flight altitude, while changing the air pressure on the afterburner flow regulator and thereby changing the afterburner fuel consumption, are solved by shutting off the air supply due to the gas turbine compressor engine from the afterburner flow regulator and connect to it the supply of process air from the autonomous power system through the pressure regulator, while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator from the autonomous power system is changed in comparison with the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine according to the program of increasing the fuel consumption through afterburner is higher than operating values. Due to the fact that an increase in the load on the structural elements of the afterburner is higher than the operating values, during the equivalent-cyclic tests of the gas turbine engine, the strength characteristics of the structural elements of the afterburner were checked in ground conditions for a long service life.
EFFECT: increasing the confirmation accuracy and reducing the test time for a long service life in ground conditions by increasing the load on the afterburner above the operating values.
9 cl, 4 dwg

Description

Способ испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя относится к транспортному машиностроению и двигателестроению авиационного назначения и применимо при наземных испытаниях форсажной камеры сгорания на стендах и аэродромах.The method for testing the afterburner of a gas turbine engine relates to transport engineering and aircraft engine construction and is applicable for ground tests of the afterburner at stands and airfields.

Известен способ испытания форсажной камеры сгорания в составе газотурбинного двигателя, установленного на летательном объекте и заключающийся в полетах по заданной траектории.A known method of testing an afterburner combustion chamber as part of a gas turbine engine installed on an aircraft and consisting in flights along a given trajectory.

Недостаток этого способа в том, что с увеличением высоты полета снижается атмосферное давление, а значит и расход воздуха через форсажную камеру сгорания, при этом нропорционально система дозировки топлива уменьшает его расход, а это приводит к тому, что форсажная камера сгорания работает в более благоприятных условиях, чем на земле. Основные неисправности, трещины на элементах форсажной камеры сгорания, возникают при взлете объекта, на малой высоте полета, или при наземных испытаниях газотурбинных двигателей, т.к. плотность воздуха у земли наибольшая и расход топлива в форсажную камеру сгорания также максимальный, т.е. она работает в тяжелых условиях.The disadvantage of this method is that with an increase in flight altitude, atmospheric pressure decreases, and hence the air flow through the afterburner, while the fuel metering system proportionally reduces its consumption, and this leads to the fact that the afterburner operates in more favorable conditions than on earth. The main malfunctions, cracks on the elements of the afterburner, arise during takeoff of the object, at low flight altitudes, or during ground tests of gas turbine engines, because the air density near the ground is the highest and the fuel consumption into the afterburner is also the highest, i.e. she works in difficult conditions.

Известен способ эквивалентно-циклических испытаний газотурбинных двигателей на испытательном стенде или в земных условиях заключающийся в циклических его запусках по заданной программе (Положение об эквивалентно-циклических испытаниях двигателей гражданской авиации. ЦИАМ, 1981 г.)There is a known method of equivalent cyclic testing of gas turbine engines on a test bench or in terrestrial conditions, which consists in its cyclic starts according to a given program (Regulation on equivalent cyclic testing of civil aviation engines. CIAM, 1981)

Недостаток этого способа в том, что при имитации высоты полета снижают расход топлива в форсажную камеру сгорания, а это в земных условиях приводит к менее нагруженным режимам ее работы, при этом дефекты не проявляются.The disadvantage of this method is that, when simulating the flight altitude, the fuel consumption in the afterburner is reduced, and this, in terrestrial conditions, leads to less loaded modes of its operation, while defects do not appear.

Задачи изобретения: повышение точности подтверждения и уменьшение времени испытаний на длительный ресурс работы в наземных условиях путем увеличения нагрузки на форсажную камеру сгорания выше эксплуатационных значений.Tasks of the invention: improving the accuracy of confirmation and reducing the test time for a long service life in ground conditions by increasing the load on the afterburner above the operating values.

Поставленные задачи в способе испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя заключающегося в ее циклическом нагружении и имитации высоты полета, при этом изменяют давление воздуха на регуляторе расхода форсажного топлива и этим изменяют расход форсажного топлива решаются тем, что отключают подачу воздуха из-за компрессора газотурбинного двигателя от регулятора расхода форсажного топлива, и подключают к нему подачу технологического воздуха от автономной системы питания через регулятор давления, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания изменяют по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя по программе повышения расхода топлива через форсажную камеру сгорания выше эксплуатационных значений, а также тем, что давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива изменяют N=k⋅R/Т раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя, Т - среднее время одного полета, по циклограмме: включают форсажную камеру сгорания, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива равно давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, увеличивают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, форсажная камера сгорания работает, выключают форсажную камеру сгорания, снижают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива до давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя и тем, что давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива изменяют N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя, Т - среднее время одного полета, по циклограмме: включают форсажную камеру сгорания, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания выше по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, форсажная камера сгорания работает, выключают форсажную камеру сгорания и тем, что время работы форсажной камеры сгорания при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания равном давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя составляет 60-120 с., а время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, 120-240 с. и тем, что время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, составляет 60-240 с. и тем, что время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя разделено на два периода, первый период 30-90 с., при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания постоянно и второй период 90-150 с., при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания изменяют пропорционально изменению атмосферного давления по профилю взлета летательного объекта и тем, что через каждые 1-3 часа работы газотурбинного двигателя выполняют его останов и проводят инструментальную диагностику состояния элементов конструкции форсажной камеры сгорания и тем, что инструментальную диагностику элементов конструкции форсажной камеры сгорания проводят путем измерения частот колебаний каждого элемента конструкции форсажной камеры сгорания, сравнивают эти частоты с первоначальными значениями и если частота собственных колебаний одного из элементов изменилась, то выполняют ремонт форсажной камеры сгорания и тем, что при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания корректируют по профилю полета летательного объекта, на котором установлен газотурбинный двигатель.The set tasks in the method of testing the afterburner of a gas turbine engine consisting in its cyclic loading and simulating the flight altitude, while changing the air pressure on the afterburner flow regulator and thereby changing the afterburner fuel consumption are solved by disconnecting the air supply due to the gas turbine engine compressor from afterburner flow regulator, and connect to it the supply of process air from the autonomous power system through the pressure regulator, while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator from the autonomous power supply system is changed in comparison with the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine according to the program of increasing the fuel consumption through the afterburner the combustion chamber is higher than the operating values, as well as the fact that the process air pressure at the outlet from the pressure regulator from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator is changed N = k⋅R / T times, where k is the average afterburner switching on during one flight, R - gas turbine engine resource, T - average time of one flight, according to the cyclogram: switch on the afterburner, while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator is equal to the pressure air after the compressor of a gas turbine engine, increase the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from the autonomous power system in comparison with the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, the afterburner is working, the afterburner is switched off, and the pressure of the process air at the outlet of the regulator is reduced pressure from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator to the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine and the fact that the process air pressure at the outlet of the pressure regulator from the autonomous power supply system to The afterburner consumption regulator is changed N = k⋅R / T times, where k is the average number of afterburner starts over the period of one flight, R is the resource of the gas turbine engine, T is the average time of one flight, according to the cyclogram: the afterburner is switched on, at The pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from the autonomous power system is higher than the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, the afterburner is working, the afterburner is turned off and the operating time of the afterburner at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power supply system equal to the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine is 60-120 s, and the operating time at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power system, when it is you the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, 120-240 s. and the fact that the operating time at the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power supply system, when it is higher than the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, is 60-240 s. and the fact that the operating time at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from the autonomous power supply system, when it is higher than the air pressure downstream of the gas turbine engine compressor, is divided into two periods, the first period is 30-90 s., while the process pressure air at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power system is constant and the second period is 90-150 s, while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power system is changed in proportion to the change in atmospheric pressure along the takeoff profile aircraft and the fact that every 1-3 hours of operation of the gas turbine engine, it is stopped and instrumental diagnostics of the state of structural elements of the afterburner combustion chamber is carried out and that instrumental diagnostics of structural elements of the afterburner combustion chamber is carried out by measuring the vibration frequencies of each structural element of the afterburner combustion chamber, these frequencies are compared with the initial values, and if the natural vibration frequency of one of the elements has changed, then the afterburner is repaired and the fact that at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from of the autonomous power supply system, when it is higher than the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow controller from the autonomous power supply system is adjusted according to the flight profile of the aircraft on which the gas turbine engine is installed.

В известных технических решениях признаков сходных с признаками, отличающими заявляемое решение от прототипа, не обнаружено, следовательно, это решение обладает существенными отличиями. Приведенная совокупность признаков в сравнении с известным уровнем техники позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого технического решения условию «новизна». В то же время, заявляемое техническое решение применимо в промышленности, в частности при наземных испытаниях форсажной камеры сгорания на стендах и аэродромах, поэтому оно соответствует условию «промышленная применимость».In the known technical solutions, signs similar to those that distinguish the claimed solution from the prototype are not found, therefore, this solution has significant differences. The given set of features in comparison with the prior art makes it possible to conclude that the proposed technical solution meets the "novelty" condition. At the same time, the claimed technical solution is applicable in industry, in particular during ground tests of the afterburner at stands and airfields, therefore, it meets the condition of "industrial applicability".

Изобретение поясняется следующими схемами.The invention is illustrated by the following diagrams.

На фиг. 1 схема системы для испытаний форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя.FIG. 1 diagram of a system for testing the afterburner of a gas turbine engine.

На фиг. 2 циклограмма работы форсажной камеры сгорания и изменения давления технологического воздуха на входе в регулятор расхода форсажного топлива.FIG. 2 is a cyclogram of the operation of the afterburner and changes in the pressure of the process air at the inlet to the afterburner flow regulator.

На фиг. 3 циклограмма работы форсажной камеры сгорания при повышенном давлении технологического воздуха на входе в регулятор расхода форсажного топлива.FIG. 3 is a cyclogram of the operation of the afterburner at an increased pressure of the process air at the inlet to the afterburner flow regulator.

На фиг. 4 циклограмма работы форсажной камеры сгорания при постоянном и переменном давлении технологического воздуха на входе в регулятор расхода форсажного топлива.FIG. 4 is a cyclogram of the operation of the afterburner at constant and variable pressure of the process air at the inlet to the afterburner flow regulator.

Система (фиг. 1) содержит газотурбинный двигатель 1, состоящий из компрессора 2, соединенного валом с турбиной 4. Воздух из компрессора 2 поступает в камеру сгорания 3, а продукты сгорания топлива из последней в турбину 4 и далее в форсажную камеру сгорания 5. Система также содержит клапан 6 подачи воздуха из-за компрессора 2, вход клапана 6 соединен с выходом компрессора 2, а его выход с регулятором 11 форсажного топлива и с выходом клапана 10 технологического воздуха автономной системы питания из баллона 7, при этом баллон 7 автономной системы питания соединен последовательно через редуктор 8, регулятор давления 9 с входом клапана 10 технологического воздуха автономной системы питания. Клапан 6 подачи воздуха из-за компрессора 2, клапан 10 технологического воздуха из автономной системы питания, редуктор 8 и регулятор давления 9 соединены с блоком управления 12.The system (Fig. 1) contains a gas turbine engine 1, consisting of a compressor 2 connected by a shaft to a turbine 4. The air from the compressor 2 enters the combustion chamber 3, and the products of fuel combustion from the latter into the turbine 4 and further into the afterburner combustion chamber 5. The system also contains a valve 6 for air supply due to compressor 2, the inlet of valve 6 is connected to the outlet of compressor 2, and its outlet is connected to the afterburner regulator 11 and to the outlet of the process air valve 10 of the autonomous power system from the cylinder 7, while the cylinder 7 of the autonomous power system connected in series through a reducer 8, a pressure regulator 9 with an inlet of a process air valve 10 of an autonomous power supply system. The air supply valve 6 due to the compressor 2, the process air valve 10 from the autonomous power system, the reducer 8 and the pressure regulator 9 are connected to the control unit 12.

На фиг. 2 циклограмма работы форсажной камеры и изменения давления технологического воздуха на входе в регулятор расхода форсажного топлива, где Ртв - давление технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива выше давления за компрессором 2; Рк - давление технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива равно давлению за компрессором 2; t1 - время включения форсажной камеры сгорания 5; t2 - время начала увеличения давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива; t3 - время начала работы форсажной камеры сгорания 5 при постоянном значении давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива; t4 - время выключения форсажной камеры сгорания 5 и начала снижения давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива; t5 - время установки давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива равному давлению за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1.FIG. 2 is a cyclogram of the operation of the afterburner and changes in the process air pressure at the inlet to the afterburner flow regulator, where Ptv is the process air pressure from the autonomous power supply system at the inlet of the afterburner flow regulator 11 above the pressure downstream of compressor 2; Р to - the pressure of the process air from the autonomous power supply system at the inlet of the afterburner flow regulator 11 is equal to the pressure downstream of the compressor 2; t 1 - activation time of the afterburner combustion chamber 5; t 2 - the time of the beginning of the increase in the pressure of the process air from the autonomous power supply system at the inlet of the afterburner 11 flow rate regulator; t 3 is the start time of the afterburner 5 at a constant value of the process air pressure from the autonomous power supply system at the inlet of the afterburner 11 flow rate regulator; t 4 is the time when the afterburner 5 is turned off and the process air pressure begins to decrease from the autonomous power system at the inlet of the afterburner 11 flow rate regulator; t 5 - the time of setting the pressure of the process air from the autonomous power system at the inlet of the afterburner 11 flow rate regulator equal to the pressure downstream of the compressor 2 of the gas turbine engine 1.

На фиг. 3 циклограмма работы форсажной камеры сгорания 5 при повышенном давлении технологического воздуха на входе в регулятор 11 расхода форсажного топлива, где: где Ртв - давление технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива выше давления за компрессором 2; Рк - давление технологического воздуха от автономной системы питания на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива равно давлению за компрессором 2; t6 - время включения форсажной камеры сгорания 5; t7 - время выключения форсажной камеры сгорания 5.FIG. 3 is a cyclogram of the operation of the afterburner 5 with an increased pressure of the process air at the inlet to the afterburner flow regulator 11, where: where P tv is the pressure of the process air from the autonomous power supply system at the inlet of the afterburner flow regulator 11 above the pressure behind compressor 2; Р to - the pressure of the process air from the autonomous power supply system at the inlet of the afterburner flow regulator 11 is equal to the pressure downstream of the compressor 2; t 6 - activation time of the afterburner combustion chamber 5; t 7 - off time of the afterburner combustion chamber 5.

На фиг. 4 циклограмма работы форсажной камеры сгорания 5 при постоянном и переменном давлении технологического воздуха на входе в регулятор 11 расхода форсажного топлива, где периоды: t9 - t8 = 30-90 с - работа форсажной камеры сгорания 5 при повышенном постоянном значении давления технологического воздуха на входе в регулятор 11 расхода форсажного топлива, эквивалента движению летательного объекта по взлетной полосе при взлете; t10 - t9 = 90-150 с - работа форсажной камеры сгорания 5 при снижении значения давления технологического воздуха от автономной системы питания на входе в регулятор 11 расхода форсажного топлива, которое изменяют пропорционально изменению атмосферного давления по профилю взлета летательного объекта, эквивалентна набору высоты летательным объектом.FIG. 4 is a cyclogram of the operation of the afterburner 5 at constant and variable pressure of the process air at the inlet to the afterburner flow regulator 11, where the periods: t 9 - t 8 = 30-90 s is the operation of the afterburner 5 at an increased constant pressure of the process air at entering the regulator 11 afterburner fuel consumption, equivalent to the movement of the aircraft along the runway during takeoff; t 10 - t 9 = 90-150 s - the operation of the afterburner 5 with a decrease in the pressure of the process air from the autonomous power system at the inlet to the afterburner flow regulator 11, which is changed in proportion to the change in atmospheric pressure along the takeoff profile of the aircraft, is equivalent to climb flying object.

Способ по п. 1 (фиг. 1) осуществляют следующим образом. Закрывают клапан 6 (фиг. 1) и отключают подачу воздуха из-за компрессора 2 газотурбинного двигателя 1 от регулятора расхода форсажного топлива 11, а к последнему подают технологический воздух от автономной системы питания из баллона 7 последовательно через редуктор 8, регулятор давления 9 и клапан 10 подачи технологического воздуха из автономной системы питания. Давление технологического воздуха от автономной системы питания на выходе регулятора давления 9 равно атмосферному давлению. После пуска газотурбинного двигателя 1 блок управления 12 увеличивает давление технологического воздуха из автономной системы питания управляя редуктором 8 на выходе регулятора давления 9 до давления равного давлению за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1. При включении форсажной камеры сгорания 5 блок управления 12 открывает клапан 10 подачи технологического воздуха от автономной системы питания к регулятору расхода 11 форсажного топлива. При этом увеличивается расход форсажного топлива, что, в свою очередь, приводит к увеличению нагрузки на элементы конструкции форсажной камеры сгорания 5. После испытания форсажной камеры сгорания 5 выключают ее и блок управления 12 управляя редуктором 8 снижает давление технологического воздуха из автономной системы питания за регулятором давления 9 на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива до давления равного давлению за компрессором 2. Далее производят останов газотурбинного двигателя 1 и блок управления 12 снижает давление технологического воздуха из автономной системы питания редуктором 8 за регулятором давления 9 на входе регулятора расхода 11 форсажного топлива до атмосферного, после этого блок управления 12 закрывает клапан 10 подачи технологического воздуха к регулятору расхода 11 форсажного топлива. Работой клапана 6 (фиг. 1) подачи воздуха из-за компрессора 2, клапана 10 подачи технологического воздуха от автономной системы питания, редуктора 8 и регулятора давления 9 управляет блок управления 12 по заданной в нем программе. За счет увеличения расхода топлива в форсажную камеру сгорания по сравнению с эксплуатационными значениями в наземных условиях повышена нагрузка на все элементы ее конструкции, что позволяет выявить неисправности в процессе ее ресурсных эквивалентно-циклических испытаний за короткий промежуток времени.The method according to claim 1 (Fig. 1) is carried out as follows. Valve 6 (Fig. 1) is closed and the air supply is turned off due to the compressor 2 of the gas turbine engine 1 from the afterburner flow regulator 11, and the latter is supplied with process air from the autonomous power supply system from the cylinder 7 sequentially through the reducer 8, the pressure regulator 9 and the valve 10 supply of process air from an autonomous power system. The pressure of the process air from the autonomous power supply system at the outlet of the pressure regulator 9 is equal to atmospheric pressure. After starting the gas turbine engine 1, the control unit 12 increases the pressure of the process air from the autonomous power supply system by controlling the reducer 8 at the outlet of the pressure regulator 9 to a pressure equal to the pressure downstream of the compressor 2 of the gas turbine engine 1. When the afterburner 5 is turned on, the control unit 12 opens the process air supply valve 10 from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator 11. This increases the consumption of the afterburner, which, in turn, leads to an increase in the load on the structural elements of the afterburner 5. After testing the afterburner 5, it is turned off and the control unit 12, by controlling the reducer 8, reduces the pressure of the process air from the autonomous power system behind the regulator pressure 9 at the inlet of the afterburner flow regulator 11 to a pressure equal to the pressure downstream of the compressor 2. Next, the gas turbine engine 1 is stopped and the control unit 12 reduces the pressure of the process air from the autonomous power supply system by the reducer 8 downstream of the pressure regulator 9 at the inlet of the afterburner flow regulator 11 to atmospheric , after that the control unit 12 closes the valve 10 of the process air supply to the afterburner flow regulator 11. The operation of the air supply valve 6 (Fig. 1) due to the compressor 2, the process air supply valve 10 from the autonomous power system, the reducer 8 and the pressure regulator 9 is controlled by the control unit 12 according to the program specified in it. Due to the increase in fuel consumption in the afterburner as compared to the operational values under ground conditions, the load on all elements of its structure is increased, which makes it possible to identify malfunctions during its life equivalent cyclic tests in a short period of time.

Способ по п. 2 (фиг. 1 и фиг. 2) формулы осуществляют следующим образом. По циклограмме: включают форсажную камеру сгорания 1 во время t1 (фиг. 2), при этом давление Рк технологического воздуха на выходе регулятора 9 давления от автономной системы питания к регулятору 11 расхода форсажного топлива равно давлению воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, в период времени с t2 до t3 блок управления 12 управляя редуктором 8 увеличивают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору 11 расхода форсажного топлива от автономной системы питания по сравнению с давлением воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1 до величины Ртв, форсажная камера сгорания 5 работает, во время t4 выключают форсажную камеру сгорания 5, в период времени с t4 до t5 блок управления 12 управляя редуктором 8 снижают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 от автономной системы питания к регулятору 11 расхода форсажного топлива до давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1. Блок управления 12 управляя редуктором 8 изменяет давление технологического воздуха из автономной системы питания на выходе из регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания 5 за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя 1, Т - среднее время одного полета, по выше приведенной циклограмме. За счет штатного включения форсажной камеры сгорания методика проведения ресурсных эквивалентно-циклических испытаний приближена к реальным условиям эксплуатации, что дает надежный результат по ресурсным испытаниям.The method according to claim 2 (Fig. 1 and Fig. 2) of the formula is carried out as follows. According to the cyclogram: turn on the afterburner combustion chamber 1 at time t 1 (Fig. 2), while the pressure P to the process air at the outlet of the pressure regulator 9 from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator 11 is equal to the air pressure behind the compressor 2 of the gas turbine engine 1, in the period from t 2 to t 3, the control unit 12, by controlling the reducer 8, increases the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power system in comparison with the air pressure behind the compressor 2 of the gas turbine engine 1 to the value P tv , afterburner 5 operates, during t 4 the afterburner 5 is turned off, during the period from t 4 to t 5, the control unit 12 controls the gearbox 8 to reduce the process air pressure at the outlet of the pressure regulator 9 from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator 11 up to the air pressure behind the compressor 2 of the gas turbine engine 1. The control unit control of the gearbox 8 changes the pressure of the process air from the autonomous power supply system at the outlet from the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 N = k⋅R / T times, where k is the average number of starts of the afterburner 5 for the period of one flight, R is the resource of the gas turbine engine 1, T is the average time of one flight, according to the above cyclogram. Due to the regular switching on of the afterburner, the method of carrying out equivalent-cyclic life tests is close to real operating conditions, which gives a reliable result for life tests.

Способ по п. 3 (фиг. 1 и фиг. 3) формулы осуществляют следующим образом. По циклограмме: во время t6, включают форсажную камеру сгорания 5, при этом давление Ртв технологического воздуха на выходе регулятора 9 давления к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания выше по сравнению с давлением воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, в период времени с t6 по t7 форсажная камера сгорания 5 работает, во время t7 выключают форсажную камеру сгорания 5. Блок управления 12 управляя редуктором 8 изменяет давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления 9 от автономной системы питания к регулятору 11 расхода форсажного топлива N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания 5 за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя 1, Т - среднее время одного полета, по выше приведенной циклограмме. За счет повышенного расхода форсажного топлива при включении форсажной камеры сгорания снижено время ее ресурсных эквивалентно-циклических испытаний.The method according to claim 3 (Fig. 1 and Fig. 3) of the formula is carried out as follows. According to the cyclogram: at time t 6 , the afterburner 5 is switched on, while the pressure Ptv of the process air at the outlet of the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power system is higher than the air pressure behind the compressor 2 of the gas turbine engine 1, in time period from t 6 to t 7 afterburner 5 operates, at time t 7 the afterburner 5 is turned off 5. Control unit 12, by controlling gearbox 8, changes the process air pressure at the outlet of pressure regulator 9 from the autonomous power supply system to afterburner flow regulator 11 N = k⋅R / T times, where k is the average number of starts of the afterburner 5 for the period of one flight, R is the resource of the gas turbine engine 1, T is the average time of one flight, according to the above cyclogram. Due to the increased consumption of afterburner fuel when the afterburner is switched on, the time of its lifetime equivalent-cyclic tests is reduced.

Способ по п. 4 (фиг. 1 и фиг. 2) формулы осуществляют следующим образом. Время работы форсажной камеры сгорания 5 (фиг. 1) в период от t1 до t2 (фиг. 2) при давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания равном давлению воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1 составляет 60-120 с., а время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, 120-240 с. За счет ограничения времени работы форсажной камеры сгорания на этапах циклической ее работы, условия эквивалентно-циклических испытаний приближены к эксплуатационным значениям: пробега летательного объекта по взлетной полосе и непосредственно при наборе высоты летательным объектом.The method according to claim 4 (Fig. 1 and Fig. 2) of the formula is carried out as follows. The operating time of the afterburner 5 (Fig. 1) in the period from t 1 to t 2 (Fig. 2) at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power supply system equal to the air pressure behind the gas turbine compressor 2 engine 1 is 60-120 s., and the operating time at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power supply system, when it is higher than the air pressure behind the compressor 2 of the gas turbine engine 1, 120-240 s. Due to the limitation of the operating time of the afterburner at the stages of its cyclic operation, the conditions of the equivalent-cyclic tests are close to the operational values: the run of the aircraft along the runway and directly during the climb of the aircraft.

Способ по п. 5 (фиг. 1 и фиг. 3) формулы осуществляют следующим образом. Время работы в период от t6 до t7 (фиг. 3) при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 (фиг. 1) к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, составляет 60-240 с. За счет ограничения времени работы форсажной камеры сгорания 5 на этапах циклической ее работы, условия испытаний приближены к эксплуатационным значениям пробега по взлетной полосе и непосредственно при наборе высоты летательным объектом при повышенных нагрузках на элементы конструкции форсажной камеры сгорания, что сокращает время длительных эквивалентно-циклических испытаний.The method according to claim 5 (Fig. 1 and Fig. 3) of the formula is carried out as follows. The operating time in the period from t 6 to t 7 (Fig. 3) at the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator 9 (Fig. 1) to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power system when it is higher than the air pressure behind the compressor 2 of the gas turbine engine 1 is 60-240 s. Due to the limitation of the operating time of the afterburner 5 at the stages of its cyclic operation, the test conditions are close to the operational values of the run along the runway and directly during the climb of the aircraft with increased loads on the structural elements of the afterburner, which reduces the time of long-term equivalent cyclic tests ...

Способ по п. 6 (фиг. 1 и фиг. 4) формулы осуществляют следующим образом. Время работы в период от t8 до t10 (фиг. 4) при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 (фиг. 1) к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1 разделено на два периода, первый период от t8 до t9 (фиг. 4) равен 30-90 с., при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания постоянно и второй период от t9 до t10 (фиг. 4) равен 90-150 с., при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания изменяют пропорционально изменению атмосферного давления по профилю взлета летательного объекта. За счет изменения расхода топлива в форсажную камеру сгорания 5 по профилю взлета или полета летательного объекта, условия наземных ресурсных эквивалентно-циклических испытаний форсажной камеры приближены к эксплуатационным значениям.The method according to claim 6 (Fig. 1 and Fig. 4) of the formula is carried out as follows. The operating time in the period from t 8 to t 10 (Fig. 4) at the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator 9 (Fig. 1) to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power system, when it is higher than the air pressure behind the compressor 2 of the gas turbine engine 1 is divided into two periods, the first period from t 8 to t 9 (Fig. 4) is equal to 30-90 s., While the process air pressure at the outlet of the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power supply system is constant and the second period from t 9 to t 10 (Fig. 4) is equal to 90-150 s., while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power supply system is changed in proportion to the change in atmospheric pressure along the takeoff profile of the aircraft. Due to the change in fuel consumption in the afterburner 5 along the takeoff or flight profile of the aircraft, the conditions of the ground life equivalent cyclic tests of the afterburner are close to the operational values.

Способ по п. 7 (фиг. 1) формулы осуществляют следующим образом. Через каждые 1-3 часа работы газотурбинного двигателя 1 выполняют его останов и проводят инструментальную диагностику состояния элементов конструкции форсажной камеры сгорания 5. За счет проведения периодической инструментальной диагностики элементов конструкции форсажной камеры сгорания 5 при проведении ресурсных эквивалентно-циклических испытаний оперативно выявляются дефекты ее конструкции или дефекты производства.The method according to claim 7 (Fig. 1) of the formula is carried out as follows. Every 1-3 hours of operation of the gas turbine engine 1, it is stopped and instrumental diagnostics of the state of the structural elements of the afterburner combustion chamber 5 is carried out. Due to the periodic instrumental diagnostics of the structural elements of the afterburner combustion chamber 5, when carrying out equivalent-cyclic resource tests, defects in its design are promptly detected or manufacturing defects.

Способ по п. 8 (фиг. 1) формулы осуществляют следующим образом. Инструментальную диагностику элементов конструкции форсажной камеры сгорания 5 проводят путем измерения частот колебаний каждого элемента конструкции форсажной камеры сгорания 5, сравнивают эти частоты с первоначальными значениями и если частота собственных колебаний одного из элементов изменилась, то выполняют ремонт форсажной камеры сгорания 5. За счет проведения диагностики элементов конструкции без разборки форсажной камеры сгорания 5 при проведении ее ресурсных эквивалентно-циклических испытаний повышена экономичность испытаний и надежность результатов испытаний.The method according to claim 8 (Fig. 1) of the formula is carried out as follows. Instrumental diagnostics of the structural elements of the afterburner 5 is carried out by measuring the vibration frequencies of each structural element of the afterburner 5, comparing these frequencies with the initial values, and if the natural vibration frequency of one of the elements has changed, then the afterburner 5 is repaired. design without disassembling the afterburner 5 during its life equivalent-cyclic tests, the efficiency of tests and the reliability of test results are increased.

Способ по п. 9 (фиг. 1) формулы осуществляют следующим образом. При давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором 2 газотурбинного двигателя 1, давление технологического воздуха на выходе регулятора давления 9 к регулятору расхода 11 форсажного топлива от автономной системы питания корректируют по профилю полета летательного объекта, на котором установлен газотурбинный двигатель 1. За счет изменения расхода топлива в форсажную камеру сгорания 5 по профилю взлета или полета летательного объекта, условия наземных ресурсных эквивалентно-циклических испытаний форсажной камеры приближены к эксплуатационным значениям.The method according to claim 9 (Fig. 1) of the formula is carried out as follows. At the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power system, when it is higher than the air pressure downstream of the compressor 2 of the gas turbine engine 1, the process air pressure at the outlet of the pressure regulator 9 to the afterburner flow regulator 11 from the autonomous power system are corrected according to the flight profile of the aircraft on which the gas turbine engine 1 is installed. Due to the change in fuel consumption in the afterburner 5 along the takeoff or flight profile of the aircraft, the conditions of the ground life equivalent cyclic tests of the afterburner are close to the operational values.

Запуски форсажной камеры сгорания при повышенном расходе форсажного топлива выполняют циклически, что обеспечивает повышенные нагрузки на элементы ее конструкции.The starts of the afterburner with increased consumption of afterburner fuel are performed cyclically, which provides increased loads on its structural elements.

За счет увеличения нагрузки на элементы конструкции форсажной камеры сгорания выше, чем в эксплуатации, при проведении эквивалентно-циклических испытаний газотурбинного двигателя, проведена проверка прочностных характеристик элементов конструкции форсажной камеры сгорания в наземных условиях на длительный ресурс ее работы за меньший период времени.Due to an increase in the load on the structural elements of the afterburner combustion chamber is higher than in operation, during the equivalent-cyclic tests of the gas turbine engine, the strength characteristics of the structural elements of the afterburner combustion chamber were checked under ground conditions for a long service life in a shorter period of time.

Таким образом, изобретением усовершенствован способ эквивалентно-циклических испытаний элементов конструкции форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя в наземных условиях или на аэродроме, в которой увеличен расход форсажного топлива для увеличения нагрузок на элементы конструкции форсажной камеры сгорания.Thus, the invention has improved a method for equivalent-cyclic testing of structural elements of the afterburner of a gas turbine engine in ground conditions or at an airfield, in which the consumption of afterburner is increased to increase the loads on the structural elements of the afterburner.

Claims (9)

1. Способ испытания форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающийся в ее циклическом нагружении и имитации высоты полета, при этом изменяют давление воздуха на регуляторе расхода форсажного топлива и этим изменяют расход форсажного топлива, отличающийся тем, что отключают подачу воздуха из-за компрессора газотурбинного двигателя от регулятора расхода форсажного топлива и подключают к нему подачу технологического воздуха от автономной системы питания через регулятор давления, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания изменяют по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя по программе повышения расхода топлива через форсажную камеру сгорания выше эксплуатационных значений.1. A method for testing the afterburner of a gas turbine engine, which consists in its cyclic loading and simulation of flight altitude, while changing the air pressure on the afterburner flow regulator and thereby changing the afterburner fuel consumption, characterized in that the air supply is turned off due to the gas turbine engine compressor from the afterburner flow regulator and connect to it the supply of process air from the autonomous power system through the pressure regulator, while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator from the autonomous power system is changed in comparison with the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine according to the program of increasing the fuel consumption through the afterburner the combustion chamber is higher than the operating values. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива изменяют N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя, Т - среднее время одного полета, по циклограмме: включают форсажную камеру сгорания, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива равно давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, увеличивают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, форсажная камера сгорания работает, выключают форсажную камеру сгорания, снижают давление технологического воздуха на выходе регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива до давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя.2. The method according to claim 1, characterized in that the process air pressure at the outlet from the pressure regulator from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator is changed N = k⋅R / T times, where k is the average number of afterburner starts over the period one flight, R is the resource of the gas turbine engine, T is the average time of one flight, according to the cyclogram: the afterburner is switched on, while the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator is equal to the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, increase the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from the autonomous power system in comparison with the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, the afterburner is working, the afterburner is switched off, and the process air pressure at the outlet of the pressure regulator from the autonomous system is reduced supply to the afterburner flow regulator up to the air pressure downstream of the gas turbine engine compressor. 3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что давление технологического воздуха на выходе из регулятора давления от автономной системы питания к регулятору расхода форсажного топлива изменяют N=k⋅R/T раз, где k - среднее число включений форсажной камеры сгорания за период одного полета, R - ресурс газотурбинного двигателя, Т - среднее время одного полета, по циклограмме: включают форсажную камеру сгорания, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания выше по сравнению с давлением воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, форсажная камера сгорания работает, выключают форсажную камеру сгорания.3. The method according to claim 1, characterized in that the process air pressure at the outlet from the pressure regulator from the autonomous power supply system to the afterburner flow regulator is changed N = k⋅R / T times, where k is the average number of afterburner starts over the period one flight, R is the gas turbine engine resource, T is the average time of one flight, according to the cyclogram: the afterburner is switched on, while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power system is higher than the air pressure behind the compressor gas turbine engine, the afterburner is working, the afterburner is turned off. 4. Способ по п. 2, отличающийся тем, что время работы форсажной камеры сгорания при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, равном давлению воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, составляет 60-120 с, а время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, 120-240 с.4. The method according to claim 2, characterized in that the operating time of the afterburner combustion chamber at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from the autonomous power system, equal to the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, is 60-120 s, and operating time at process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from the autonomous power supply system, when it is higher than the air pressure behind the compressor of the gas turbine engine, 120-240 s. 5. Способ по п. 3, отличающийся тем, что время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, составляет 60-240 с.5. The method according to claim 3, characterized in that the operating time at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from the autonomous power supply system, when it is higher than the air pressure downstream of the gas turbine engine compressor, is 60-240 s. 6. Способ по п. 2, или 3, или 4, отличающийся тем, что время работы при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, разделено на два периода, первый период 30-90 с, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания постоянно, и второй период 90-150 с, при этом давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания изменяют пропорционально изменению атмосферного давления по профилю взлета летательного объекта.6. The method according to claim 2, or 3, or 4, characterized in that the operating time at the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow rate regulator from the autonomous power system, when it is higher than the air pressure downstream of the gas turbine engine compressor, is divided into two periods, the first period is 30-90 s, while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power supply system is constant, and the second period is 90-150 s, while the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the flow regulator afterburner from the autonomous power supply system is changed in proportion to the change in atmospheric pressure along the takeoff profile of the aircraft. 7. Способ по п. 2, или 3, или 4, или 5, или 6, отличающийся тем, что через каждые 1-3 ч работы газотурбинного двигателя выполняют его останов и проводят инструментальную диагностику состояния элементов конструкции форсажной камеры сгорания.7. The method according to claim 2, or 3, or 4, or 5, or 6, characterized in that every 1-3 hours of operation of the gas turbine engine, it is stopped and instrumental diagnostics of the state of structural elements of the afterburner combustion chamber is carried out. 8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что инструментальную диагностику элементов конструкции форсажной камеры сгорания проводят путем измерения частот колебаний каждого элемента конструкции форсажной камеры сгорания, сравнивают эти частоты с первоначальными значениями, и если частота собственных колебаний одного из элементов изменилась, то выполняют ремонт форсажной камеры сгорания.8. The method according to claim 7, characterized in that instrumental diagnostics of the structural elements of the afterburner is carried out by measuring the vibration frequencies of each structural element of the afterburner, comparing these frequencies with the initial values, and if the natural frequency of one of the elements has changed, then perform repair of the afterburner. 9. Способ по п. 1, или 2, или 3, или 4, или 5, отличающийся тем, что при давлении технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания, когда оно выше давления воздуха за компрессором газотурбинного двигателя, давление технологического воздуха на выходе регулятора давления к регулятору расхода форсажного топлива от автономной системы питания корректируют по профилю полета летательного объекта, на котором установлен газотурбинный двигатель.9. The method according to claim 1, or 2, or 3, or 4, or 5, characterized in that at the pressure of the process air at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power supply system, when it is higher than the air pressure downstream of the gas turbine compressor engine, the process air pressure at the outlet of the pressure regulator to the afterburner flow regulator from the autonomous power supply system is adjusted according to the flight profile of the aircraft on which the gas turbine engine is installed.
RU2020128469A 2020-08-26 2020-08-26 Method for testing afterburner of gas turbine engine RU2749779C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020128469A RU2749779C1 (en) 2020-08-26 2020-08-26 Method for testing afterburner of gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020128469A RU2749779C1 (en) 2020-08-26 2020-08-26 Method for testing afterburner of gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2749779C1 true RU2749779C1 (en) 2021-06-16

Family

ID=76377553

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020128469A RU2749779C1 (en) 2020-08-26 2020-08-26 Method for testing afterburner of gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2749779C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2140064C1 (en) * 1997-07-31 1999-10-20 Коровин Альберт Серафимович Method of equivalent-cyclic tests of piston internal combustion engines
US20040060301A1 (en) * 2002-09-27 2004-04-01 Chen Alexander G. Multi-point staging strategy for low emission and stable combustion
RU2389998C1 (en) * 2008-11-13 2010-05-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method to estimate aircraft gas turbine engine state
RU2474711C1 (en) * 2011-08-17 2013-02-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method of adjusting fuel feed into gas turbine engine combustion chamber and system to this end

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2140064C1 (en) * 1997-07-31 1999-10-20 Коровин Альберт Серафимович Method of equivalent-cyclic tests of piston internal combustion engines
US20040060301A1 (en) * 2002-09-27 2004-04-01 Chen Alexander G. Multi-point staging strategy for low emission and stable combustion
RU2389998C1 (en) * 2008-11-13 2010-05-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method to estimate aircraft gas turbine engine state
RU2474711C1 (en) * 2011-08-17 2013-02-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method of adjusting fuel feed into gas turbine engine combustion chamber and system to this end

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2078995B1 (en) A method of monitoring a gas turbine engine
US8459038B1 (en) Two-spool turboshaft engine control system and method
US11821373B2 (en) Staged combustion
US11732659B2 (en) Controlling soot
RU2749779C1 (en) Method for testing afterburner of gas turbine engine
EP3835565B1 (en) System and method for testing engine performance in-flight
US20210372295A1 (en) Turbine engine operational testing
US20100162718A1 (en) Systems, apparatuses, and methods of gas turbine engine control
RU2442001C2 (en) Control method gas-turbine engine with afterburner
RU2514463C1 (en) Control over gas turbine engine compressor actuators
JP5643319B2 (en) Non-flameout test of turbine engine combustion chamber
RU2592562C1 (en) Aircraft turbojet engine control method
RU2488706C2 (en) Method of control over gas turbine engine
EP3753846A1 (en) System and method for operating a multi-engine rotorcraft for ice accretion shedding
RU2468229C2 (en) Monitoring method of gas turbine engine control system
RU2389008C1 (en) Tune-up method of gas turbine engine with augmentor
EP4144973A1 (en) Controlling soot
RU2623707C1 (en) Method for controlling aircraft turbojet engine with afterburner combustion
RU2425238C2 (en) Gas turbine engine control device
RU2620737C1 (en) Control method of aircraft jet turbine engine
RU2497001C1 (en) Method of controlling fuel feed to gas turbine engine
RU2639409C1 (en) Control method of aircraft jet turbine engine
US11668250B2 (en) System and method for engine operation in a multi-engine aircraft
RU2682221C1 (en) Control method of aeronautic gas turbine engine with a variable geometry of output device
RU2481565C1 (en) Gas turbine engine, test method of gas turbine engine (versions), production method of gas turbine engine, adjustment method of gas turbine engine, industrial production method of gas turbine engines, and operating method of gas turbine engine