RU2481565C1 - 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 - Google Patents
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 Download PDFInfo
- Publication number
- RU2481565C1 RU2481565C1 RU2011153865/06A RU2011153865A RU2481565C1 RU 2481565 C1 RU2481565 C1 RU 2481565C1 RU 2011153865/06 A RU2011153865/06 A RU 2011153865/06A RU 2011153865 A RU2011153865 A RU 2011153865A RU 2481565 C1 RU2481565 C1 RU 2481565C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas turbine
- gas
- interceptor
- tests
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа газотурбинных, к способам их опытного производства, испытания и доводки, а также промышленного производства и эксплуатации.The group of inventions relates to the field of aircraft engine building, namely to aircraft engines such as gas turbine, to methods for their pilot production, testing and refinement, as well as industrial production and operation.
Известен газотурбинный двигатель, выполненный двухконтурным, содержит корпус с размещенным в нем турбокомпрессорным блоком, включающим компрессоры и турбины высокого и низкого давления, по меньшей мере, одну основную камеру сгорания, реактивное сопло, системы подачи воздуха и воздушного охлаждения, гидравлические топливную и масляную системы, а также системы мониторинга и управления работой двигателя (Клячкин А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969, стр.296-396).Known gas turbine engine made by dual-circuit, contains a housing with a turbocompressor unit located in it, including compressors and high and low pressure turbines, at least one main combustion chamber, a jet nozzle, air supply and air cooling systems, hydraulic fuel and oil systems, as well as systems for monitoring and controlling the operation of the engine (Klyachkin A.L. Theory of jet engines. - M.: Mechanical Engineering, 1969, pp. 266-396).
Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей, заключающийся в измерении параметров по режимам работы двигателя и приведении их к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий (Ю.А.Литвинов, В.О.Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, стр.136-137).A known method for the development and testing of aircraft engines, which consists in measuring the parameters of the engine operating conditions and bringing them to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the engine’s flow part when changing atmospheric conditions (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines. Moscow: Engineering, 1979, pp. 136-137).
Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа газотурбинных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 А1, опубл. 10.08.2004).A known method of development and testing of aircraft engines such as gas turbine, including the development of predetermined modes, parameter control and assessment of resource and reliability of the engine. In order to reduce the test time during engine refinement of 10-20%, tests are carried out with the gas temperature in front of the turbine exceeding the maximum operating temperature by 45-65 ° C (SU 1151075 A1, publ. 10.08.2004).
Известен способ промышленного производства авиационных двигателей типа газотурбинных, включающий изготовление и заводскую сборку силовых, контролирующих, командных и исполнительных агрегатов, блоков и систем двигателя, включая компрессоры, турбины, камеры сгорания, воздушную, топливную и масляную системы и систему управления двигателем (Богуслаев В.А., Качан А.Я., Долматов А.И., Мозговой В.Ф., Кореневский Е.Я. Технология производства авиационных двигателей. Запорожье: Мотор Сич, 2009 [учеб.]; 4.4 Сборка авиационных двигателей. Раздел 3, с.26-61).A known method of industrial production of aircraft engines such as gas turbine, including the manufacture and factory assembly of power, control, command and executive units, engine blocks and systems, including compressors, turbines, combustion chambers, air, fuel and oil systems and engine control system (Boguslaev V. A., Kachan A.Ya., Dolmatov A.I., Mozgovoy V.F., Korenevsky E.Ya. Production technology of aircraft engines.Zaporozhye: Motor Sich, 2009 [textbook]; 4.4 Assembly of aircraft engines.
Известен способ эксплуатации авиационных двигателей, включающий операции подготовки к работе, периодическое включение, работу двигателя, периодическое обслуживание, текущие и капитальный ремонты (Ю.А.Литвинов, В.О.Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, с.288).There is a known method of operating aircraft engines, including operations for preparing for operation, periodic switching on, engine operation, periodic maintenance, repair and overhaul (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines. Moscow: Engineering, 1979, p. 288).
Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, который дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником-охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Регулируемый интерцептор установлен на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора (RU 2199727 С1, 27.12.2004).A known bench for testing a turbocharger of an internal combustion engine, which is additionally equipped with an adjustable heater, a second recuperative heat exchanger, a heat exchanger-cooler and an adjustable interceptor, made in the form of a housing with a central channel for gas passage and through holes located along the generatrix of the housing, connected to the atmosphere through controlled valves . An adjustable interceptor is installed at the compressor inlet of the turbocharger under test (RU 2199727 C1, 12/27/2004).
Недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний, выполняемых известными способами, и, как следствие, недостаточно высокая надежность оценки важнейших параметров двигателя в широком диапазоне режимов и условий эксплуатации. Наиболее существенным из указанных недостатков является необходимость многократного останова двигателя в процессе испытаний и многократной замены интерцепторов с различной аэродинамической прозрачностью, создающих ту или иную степень аэродинамических помех и снижения или увеличения потока воздуха, поступающего в испытуемый двигатель. Известная технология испытаний приводит к необходимости многократных запусков двигателя в процессе испытания и связана с пережогом топлива и непроизводительными затратами времени и труда испытателей.The disadvantages of these known technical solutions are the increased labor and energy intensity of tests performed by known methods, and, as a result, the reliability of the assessment of the most important engine parameters in a wide range of operating conditions and conditions is not high enough. The most significant of these drawbacks is the need for multiple engine shutdown during testing and multiple replacement of interceptors with different aerodynamic transparency, creating one degree or another of aerodynamic interference and reducing or increasing the flow of air entering the test engine. Known test technology leads to the need for multiple engine starts during the test and is associated with burnout of fuel and unproductive time and labor of testers.
Задача изобретения заключается в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания авиационных двигателей при повышении надежности определения статистических данных о допустимых границах частотных режимов вращения с обеспечением газодинамической устойчивости авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) на всех этапах от разработки и доводки до серийного промышленного производства и эксплуатации по различным программам, а также данных о допустимых диапазонах частотных режимов вращения компрессоров и турбин, обеспечивающих газодинамическую устойчивость, исключая помпаж.The objective of the invention is to simplify the technology and reduce the labor and energy consumption of the process of testing aircraft engines while increasing the reliability of determining statistical data on the permissible limits of the frequency modes of rotation to ensure the gas-dynamic stability of aircraft gas turbine engines (GTE) at all stages from development and development to serial production and operation according to various programs, as well as data on acceptable ranges of frequency modes of rotation of compressors and turbines providing gas-dynamic stability, excluding surging.
Поставленная задача в части способа испытания газотурбинного двигателя решается тем, что испытания двигателя, согласно изобретению, производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство и создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель, для чего вводят во входное устройство регулируемо пересекающий воздушный поток, предпочтительно, дистанционно управляемый выдвижной интерцептор, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова и в дальнейшем используют экспериментально найденную фиксированную точку критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей, при этом интерцептор не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.The problem in terms of the method of testing a gas turbine engine is solved by the fact that the tests of the engine, according to the invention, are carried out on a bench with an air flow to the engine through the inlet device and create an uneven flow at the inlet that impedes the air supply to the engine, for which it is adjustable crossing the air flow, preferably a remotely controlled retractable interceptor, and bring the engine to a surge, fix the boundary of stable engine operation, detecting and if there are signs of surging, mark the critical position of the interceptor, do not bring the engine to a stop and then use the experimentally found fixed point of the critical position of the interceptor to check the gas-dynamic stability of the gas turbine engines, while the interceptor is not brought to a critical surge position for a safety margin of 2 -5% of critical.
При этом испытания с доведением двигателя до помпажа для обеспечения репрезентативности результатов могут производить повторно не менее трех, преимущественно, пяти раз и на базе статистически достоверного обобщения многократных результатов градуируют шкалу выдвижений интерцептора, которую в последующих испытаниях используют для задания положений интерцептора, соответствующих заданным режимам испытаний с различными уровнями неравномерностей и снижения поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения с возможностью более надежного вероятностного определения границ устойчивой работы двигателя и приближения к помпажу.At the same time, tests to bring the engine to a surge to ensure representative results can be repeated at least three, mainly five times, and based on a statistically reliable generalization of multiple results, the interceptor extension scale is graded, which in subsequent tests is used to set the interceptor positions corresponding to the specified test modes with different levels of unevenness and reduced flow to the engine in fractions of the critical surge value with in zmozhnostyu probability more reliable delineation engine steady operation and closer to surge.
Могут испытывать газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, один компрессор.A gas turbine engine comprising at least one compressor may be tested.
Поставленная задача в части второго варианта способа испытания газотурбинного двигателя решается тем, что испытания двигателя, согласно изобретению, производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство и создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель, для чего вводят во входное устройство регулируемо пересекающий воздушный поток выдвижной интерцептор, предпочтительно, дистанционно управляемый, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова; градуируют шкалу положений интерцептора, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения, затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности, которые задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора в положения, соответствующие определенной неравномерности потока, и при положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.The task in part of the second variant of the method of testing a gas turbine engine is solved by the fact that the tests of the engine, according to the invention, are carried out on a bench with an air flow to the engine through the inlet device and create an uneven flow at the inlet, which impedes the air supply to the engine, for which it is introduced into the inlet the device is adjustable to cross the air flow, a retractable interceptor, preferably remotely controlled, and bring the engine to a surge, fix the boundary of stable operation Attic, when the signs of timing with surge interceptor mark critical situation, the engine is not brought to a stop; calibrate the scale of the position of the interceptor, corresponding to the growth of irregularities in the aerodynamic flow and a decrease in the flow to the engine in fractions of the critical surge value, then, according to the results of determining the boundary of the stable operation of the compressor of the test engine, determine for one, and if necessary sequentially for the selected volume of representative modes, boundary and intermediate irregularities that are set by sequentially setting the retractable interceptor in position, respectively those with a certain flow irregularity, and at positions that are successively close to critical, they perform counter-throttle response according to the following rules: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position, and when the speed value corresponding to the value worked out unevenness, perform engine throttle to maximum mode by moving the engine control lever to the "maximum speed" position and determine reserves of gas-dynamic stability of the engine compressor.
При этом после определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора в аэродинамическом потоке, в дальнейшем могут применять указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя, при этом интерцептор также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.Moreover, after determining the critical point of the engine’s transition to surge and compiling the scale of the interceptor positions in the aerodynamic flow, they can subsequently use the indicated experimentally obtained scale with a fixed critical point of the interceptor to verify the gas-dynamic stability of gas turbine engines, including when performing counter acceleration according to the regulations : shutter speed at maximum speed, resetting the rotational speed and performing throttle response to determine the gas dynamic reserve tion compressor stability operation of the engine, wherein the spoiler is also not adjusted prior to the critical surge situation in the safety margin, constituting 2-5% of the critical.
При выполнении повторных статистических испытаний или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя могут производить на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.When performing repeated statistical tests or in an accelerated test cycle, the check of the gas-dynamic stability of the engine can be performed in the mode or modes with the level of unevenness and a general decrease in the air flow into the engine, as close as possible to the critical surge level with the reduction or exclusion of intermediate modes.
Поставленная задача в части третьего варианта способа испытания газотурбинного двигателя решается тем, что испытания, согласно изобретению, выполняют в процессе доводки двигателя, для чего испытывают подвергаемый доводке двигатель на стенде с подводом воздушного потока через входное устройство, в которое вводят регулируемо пересекающий воздушный поток дистанционно управляемый выдвижной интерцептор с отградуированной шкалой промежуточных и критического положений, создавая на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель; последовательно выполняют предусмотренные регламентом режимы работы двигателя, в том числе с выходом на предпомпажный режим с запасом 2-5% устойчивости, и по результатам испытаний на различных режимах устанавливают область допустимой устойчивой работы двигателя, исключающей переход в помпаж.The task in part of the third variant of the method of testing a gas turbine engine is solved by the fact that the tests according to the invention are carried out in the process of engine refinement, for which they test the engine being subjected to refinement on a bench with the air flow through an input device into which a remotely controlled air flow crosses retractable interceptor with a graduated scale of intermediate and critical positions, creating an uneven flow at the inlet, making it difficult to supply air ha in the engine; sequentially perform the engine operating modes provided for by the regulation, including those with access to the pre-surge mode with a margin of 2-5% stability, and according to the test results for various modes, set the area of permissible stable engine operation, which excludes the transition to surge.
Поставленная задача в части способа производства газотурбинного двигателя решается тем, что, согласно изобретению, проектируют двигатель или осуществляют необходимые изменения под заданные параметры в ранее разработанный двигатель, изготавливают опытные образцы и производят испытания на соответствие заданным параметрам двигателя любым из приведенных выше способов испытания, проводят доводку, устраняя выявленные недостатки и несоответствия заданным параметрам, и проводят испытания на определение газодинамической устойчивости работы двигателя, по завершении программы испытаний анализируют полученные результаты, устраняют выявленные недостатки, при необходимости вносят изменения в конструкцию или в отдельные узлы двигателя и считают опытный образец выполненным и соответствующим заданной программе.The problem in terms of the method of production of a gas turbine engine is solved by the fact that, according to the invention, they design the engine or make the necessary changes for the specified parameters in the previously developed engine, make prototypes and test for compliance with the given engine parameters using any of the above test methods, carry out fine-tuning eliminating the identified shortcomings and inconsistencies with the given parameters, and conduct tests to determine the gas-dynamic stability At the end of the test program, they analyze the results obtained, eliminate the identified shortcomings, if necessary, make changes to the design or to individual components of the engine and consider the prototype completed and corresponding to the specified program.
Поставленная задача в части газотурбинного двигателя решается тем, что двигатель, согласно изобретению, выполнен многовальным, содержит корпус с размещенными в нем компрессорами и турбинами высокого и низкого давления, по меньшей мере, основной камерой сгорания, реактивным соплом, кроме того, двигатель включает воздушную и гидравлические топливную и масляную системы, а также системы текущего мониторинга работы всех агрегатов двигателя, систему управления, включающую блоки сбора, оперативной обработки текущей рабочей информации с выдачей команд, органы управления и подчиненно связанные с ними исполнительные блоки перечисленных систем, при этом двигатель испытан любым из приведенных выше способов испытания, в том числе способом испытания в процессе доводки.The problem in part of the gas turbine engine is solved in that the engine according to the invention is multi-shaft, contains a housing with compressors and high and low pressure turbines located therein, at least a main combustion chamber, a jet nozzle, in addition, the engine includes an air and hydraulic fuel and oil systems, as well as current monitoring systems for the operation of all engine assemblies, a control system including units for collecting, operational processing of current working information from issuing s commands, controls, and is subject to the associated execution units these systems, the engine is tested by any of the methods above tests, including test method during polishing.
При этом газотурбинный двигатель может быть выполнен двухвальным и снабжен форсажной камерой сгорания.In this case, the gas turbine engine can be double-shaft and equipped with a afterburner.
Гидравлическая масляная система двигателя может быть оснащена двумя насосными группами, разводками маслопровода и форсунками, подающими смазочную жидкость к трущимся узлам, в том числе с возможностью обеспечения бесперебойного снабжения узлов смазочной жидкостью в режимах перевернутого полета летательного аппарата и соответствующего положения двигателя.The hydraulic oil system of the engine can be equipped with two pumping groups, oil piping and nozzles supplying lubricating fluid to the rubbing units, including the possibility of ensuring uninterrupted supply of the units with lubricating fluid in the aircraft’s inverted flight mode and the corresponding engine position.
Поставленная задача в части способа доводки газотурбинного двигателя, предусматривающего при необходимости выполнение операций доводки корпуса, силовых агрегатов двигателя, воздушной, а также топливной и масляной гидравлических систем, других агрегатов и узлов, включая мониторинговые командные и исполнительные элементы, блоки и системы, решается тем, что, согласно изобретению, включает проведение доводочных испытаний, анализ и устранение выявленных конструктивных и технологических недостатков и, по меньшей мере, подготовку двигателя к передаче в опытно-промышленное или серийное производство, при этом в состав испытаний вводят расширенную отработку газодинамической устойчивости работы двигателя путем варьирования неравномерности потока и количественного уменьшения подачи воздуха в двигатель на различных режимах с доведением в каждом из них до перехода устойчивой работы в помпаж без останова двигателя, причем указанные испытания проводят любым из приведенных выше способов испытания, в том числе способом испытания в процессе доводки.The task in part of the method of refining a gas turbine engine, providing, if necessary, performing operations of refining the housing, engine power units, air, as well as fuel and oil hydraulic systems, other units and assemblies, including monitoring command and actuating elements, blocks and systems, is solved by which, according to the invention, includes carrying out development tests, analysis and elimination of identified structural and technological shortcomings and, at least, engine preparation to transfer to the pilot industrial or mass production, while the test includes introducing expanded testing of the gas-dynamic stability of the engine by varying the unevenness of the flow and quantitatively reducing the air supply to the engine in various modes, bringing each of them to the transition from stable operation to surging without stopping engine, and these tests are carried out by any of the above test methods, including the test method in the refinement process.
Поставленная задача в части способа испытания газотурбинного двигателя решается тем, что испытания двигателя, согласно изобретению, выполняют в процессе промышленного производства, выбирая один из партии двигателей, и подвергают его испытаниям на стенде на определение границ газодинамической устойчивости, при этом испытания выполняют на стенде, входное устройство которого снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке воздуха, подаваемого в двигатель, и фиксированной практически критической точкой, отделяющей двигатель от перехода в помпаж на 2-5%; повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы двигателя в полетных условиях; экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя.The task in part of the method for testing a gas turbine engine is solved by the fact that the tests of the engine, according to the invention, are carried out in the process of industrial production, choosing one of the batch of engines, and subjected to tests on the bench to determine the boundaries of gas-dynamic stability, while the tests are performed on the bench, input the device of which is equipped with a remotely controlled retractable interceptor with an adjustable crossover air flow with a graduated scale of interceptor positions in the flow the air supplied to the engine, and a fixed almost critical point separating the engine from the transition to surge by 2-5%; repeat the tests on a set of modes determined by the regulations corresponding to the modes characteristic of the subsequent actual operation of the engine in flight conditions; experimentally confirm the area of gas-dynamic stability of operation and, at least in the mode with the least margin of gas-dynamic stability, perform counter throttle response according to the following rules: shutter speed at maximum mode, speed reset by setting the engine control lever to the "low gas" position, and when the frequency value is reached rotation corresponding to the value of the developed unevenness, perform engine throttle response to maximum mode by translating the engine control lever into Proposition "maximum speed" and define reserves dynamic stability of the engine compressor.
Поставленная задача в части способа промышленного производства газотурбинного двигателя решается тем, что, согласно изобретению, осуществляют заводскую сборку каждого двигателя, при этом монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессоры, турбины, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также топливную и масляную гидравлические системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы, и производят стендовые испытания изложенным выше способом испытания промышленно собранного серийного двигателя, в составе которых производят определение границ газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя.The problem in terms of the method of industrial production of a gas turbine engine is solved by the fact that, according to the invention, each engine is prefabricated, while the engine body and power units are mounted, including compressors, turbines, at least one combustion chamber, air, and fuel and hydraulic oil systems, monitoring, command and actuating elements, blocks and systems, and perform bench tests as described above for testing an industrially assembled serial engine ateliers, which include determining the boundaries of the gas-dynamic stability of the engine compressor.
Поставленная задача в части способа эксплуатации газотурбинного двигателя решается тем, что, согласно изобретению, перед каждым запуском выполняют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически производят профилактические осмотры и текущие, а также, по меньшей мере, один капитальный ремонты, при этом после капитального ремонта двигатель подвергают стендовым испытаниям, при необходимости производят послеремонтную доводку и выполняют испытания любым из приведенных выше способов испытания на проверку газодинамической устойчивости до появления признаков помпажа.The problem in terms of the method of operation of a gas turbine engine is solved by the fact that, according to the invention, before each start, they check the readiness of the engine for work, start, warm up and bring the engine to operating modes specified in the regulations, engine shutdown, periodically perform routine inspections and current, as well as at least one overhaul, and after overhaul, the engine is subjected to bench tests, if necessary, after-repair order, and perform any of the test methods above test by dynamic stability until signs of surging.
Технический результат, обеспечиваемый разработанной совокупностью объектов и признаков группы изобретений, состоит в упрощении технологии и сокращении трудо- и энергоемкости процесса испытания авиационных двигателей на определение газодинамической устойчивости на всех этапах от разработки и доводки до серийного промышленного производства и эксплуатации ГТД по различным программам. При этом группой изобретений обеспечивается повышение объемности и надежности статически достоверных данных о допустимых границах частотных режимов вращения ротора с обеспечением газодинамической устойчивости двигателей. Это достигается за счет разработанной в изобретении конструктивной системы выдвижного интерцептора с регулируемым электроприводом, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Разработанная конструкция интерцептора обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступлений воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Предлагаемая технология обеспечивает возможность определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости (ГДУ). Отделяющий двигатель от срыва в помпаж запас ГДУ составляет 2-5% от общего диапазона оборотов ротора в области ГДУ. Применение изобретения открывает возможности проведения испытаний на ГДУ на новом, более высоком уровне и с лучшим качеством испытаний.The technical result provided by the developed set of objects and features of the group of inventions consists in simplifying the technology and reducing the labor and energy intensity of the process of testing aircraft engines to determine gas-dynamic stability at all stages from development and refinement to serial industrial production and operation of gas turbine engines under various programs. In this case, the group of inventions provides an increase in the volume and reliability of statically reliable data on the permissible limits of the frequency regimes of rotation of the rotor with the provision of gas-dynamic stability of the engines. This is achieved due to the inventive design system of a retractable interceptor with an adjustable electric drive, as well as the developed graduated scale for extending the interceptor into the air flow entering the engine. The developed design of the interceptor ensures the creation of a percentage-adjusted reduction in air intake and created unevenness of the flow to a boundary value at which gas-dynamic stability is maintained. The proposed technology provides the ability to determine the experimentally confirmed margin of gas-dynamic stability (GDU). The margin of the GDU separating the motor from a breakdown in surge is 2-5% of the total rotor speed range in the GDU region. The application of the invention opens up the possibility of testing at the GDU at a new, higher level and with better test quality.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг.1 изображено входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;figure 1 shows the input device of an aerodynamic installation for testing an engine equipped with an interceptor, side view;
на фиг.2 - разрез по А-А на фиг.1, где Ни - высота интерцептора, Dкан - диаметр канала входного устройства.Figure 2 - a section along A-A in Figure 1, wherein H and - the height of the spoiler, D kan - the diameter of the channel of the input device.
В способе испытания газотурбинного двигателя испытания производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство 1. Одновременно создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель. Для этого вводят во входное устройство 1 регулируемо пересекающий воздушный поток, предпочтительно, дистанционно управляемый выдвижной интерцептор 2. Доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова. В дальнейшем используют экспериментально найденную фиксированную точку критического положения интерцептора 2 для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей. Интерцептор 2 не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.In the method for testing a gas turbine engine, the tests are carried out on a test bench with an air flow to the engine through the
Испытания с доведением двигателя до помпажа для обеспечения репрезентативности результатов производят повторно, не менее трех, преимущественно, пяти раз. На базе статистически достоверного обобщения многократных результатов градуируют шкалу выдвижений интерцептора 2. Эту шкалу в последующих испытаниях используют для задания положений интерцептора 2, соответствующих заданным режимам испытаний с различными уровнями неравномерностей и снижения поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения с возможностью более надежного вероятностного определения границ устойчивой работы двигателя и приближения к помпажу.Tests to bring the engine to surge to ensure representative results are repeated repeatedly, at least three, mainly five times. On the basis of a statistically reliable generalization of multiple results, the extension scale of the
Испытывают газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, один компрессор.A gas turbine engine containing at least one compressor is tested.
Во втором варианте способа испытания газотурбинного двигателя испытания двигателя производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство 1. Создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель. Для этого вводят во входное устройство 1 регулируемо пересекающий воздушный поток выдвижной интерцептор 2, предпочтительно, дистанционно управляемый. Доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова. Градуируют шкалу положений интерцептора 2, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения. Затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности. Эти неравномерности задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора 2 в положения, соответствующие определенной неравномерности потока. При положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты». Определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.In the second version of the test method for a gas turbine engine, engine tests are performed on a bench with air flow to the engine through the
После определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора 2 в аэродинамическом потоке, в дальнейшем применяют указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора 2 для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя. Интерцептор также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.After determining the critical point of the engine’s transition to surge and compiling the scale of the positions of the
При выполнении повторных статистических испытаний или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя производят на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.When performing repeated statistical tests or in an accelerated test cycle, the check of the gas-dynamic stability of the engine is performed in the mode or modes with setting the level of unevenness and a general decrease in the air flow into the engine, as close as possible to the critical surge level with the reduction or exclusion of intermediate modes.
По третьему варианту способа испытания газотурбинного двигателя испытания выполняют в процессе доводки двигателя. Для этого испытывают подвергаемый доводке двигатель на стенде с подводом воздушного потока через входное устройство 1, в которое вводят регулируемо пересекающий воздушный поток дистанционно управляемый выдвижной интерцептор 2 с отградуированной шкалой промежуточных и критического положений. Создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель. Последовательно выполняют предусмотренные регламентом режимы работы двигателя, в том числе с выходом на предпомпажный режим с запасом 2-5% устойчивости. По результатам испытаний на различных режимах устанавливают область допустимой устойчивой работы двигателя, исключающей переход в помпаж.According to the third variant of the test method for a gas turbine engine, the tests are performed in the process of fine-tuning the engine. To do this, test the engine undergoing refinement on a bench with an air flow supply through the
В способе производства газотурбинного двигателя проектируют двигатель или осуществляют необходимые изменения под заданные параметры в ранее разработанный двигатель. Изготавливают опытные образцы. Производят испытания на соответствие заданным параметрам двигателя любым из приведенных выше способов испытания. Проводят доводку. Устраняют выявленные недостатки и несоответствия заданным параметрам и проводят испытания на определение газодинамической устойчивости работы двигателя. По завершении программы испытаний анализируют полученные результаты, устраняют выявленные недостатки. При необходимости вносят изменения в конструкцию или в отдельные узлы двигателя и считают опытный образец выполненным и соответствующим заданной программе.In a method for producing a gas turbine engine, an engine is designed or the necessary changes are made to the specified parameters in a previously developed engine. Prototypes are made. Test for compliance with the specified engine parameters by any of the above test methods. Finishing up. Eliminate the identified shortcomings and inconsistencies with the given parameters and conduct tests to determine the gas-dynamic stability of the engine. Upon completion of the test program, the results obtained are analyzed, and the identified shortcomings are eliminated. If necessary, make changes to the design or to individual engine components and consider the prototype completed and corresponding to a given program.
Газотурбинный двигатель выполнен многовальным. Двигатель содержит корпус с размещенными в нем компрессорами и турбинами высокого и низкого давления, по меньшей мере, основной камерой сгорания, реактивным соплом. Двигатель включает воздушную и гидравлические топливную и масляную системы, а также системы текущего мониторинга работы всех агрегатов двигателя, систему управления, включающую блоки сбора, оперативной обработки текущей рабочей информации с выдачей команд, органы управления и подчиненно связанные с ними исполнительные блоки перечисленных систем. При этом двигатель испытан любым из приведенных выше способов испытания, в том числе способом испытания в процессе доводки.The gas turbine engine is multi-shaft. The engine comprises a housing with compressors and high and low pressure turbines located therein, at least a main combustion chamber, a jet nozzle. The engine includes air and hydraulic fuel and oil systems, as well as systems for monitoring the operation of all engine components, a control system that includes units for collecting, processing current operational information with the issuance of commands, controls and subordinate executive units of the listed systems. In this case, the engine was tested by any of the above test methods, including the test method in the refinement process.
Газотурбинный двигатель выполнен двухвальным и снабжен форсажной камерой сгорания.The gas turbine engine is twin-shaft and equipped with a afterburner.
Гидравлическая масляная система двигателя оснащена двумя насосными группами, разводками маслопровода и форсунками, подающими смазочную жидкость к трущимся узлам, в том числе с возможностью обеспечения бесперебойного снабжения узлов смазочной жидкостью в режимах перевернутого полета летательного аппарата и соответствующего положения двигателя.The hydraulic oil system of the engine is equipped with two pumping groups, oil piping and nozzles supplying lubricating fluid to the rubbing units, including the possibility of ensuring uninterrupted supply of the units with lubricating fluid in the aircraft's inverted flight modes and the corresponding engine position.
Способ доводки газотурбинного двигателя, предусматривающий при необходимости выполнение операций доводки корпуса, силовых агрегатов двигателя, воздушной, а также топливной и масляной гидравлических систем, других агрегатов и узлов, включая мониторинговые командные и исполнительные элементы, блоки и системы, включает проведение доводочных испытаний, анализ и устранение выявленных конструктивных и технологических недостатков и, по меньшей мере, подготовку двигателя к передаче в опытно-промышленное или серийное производство. В состав испытаний вводят расширенную отработку газодинамической устойчивости работы двигателя. Испытания осуществляют на стенде путем варьирования неравномерности потока и количественного уменьшения подачи воздуха в двигатель на различных режимах с доведением в каждом из них до перехода устойчивой работы в помпаж без останова двигателя. Указанные испытания проводят любым из изложенных выше способов испытания, в том числе способом испытания в процессе доводки.A method for refining a gas turbine engine, which, if necessary, involves completing operations for refining the hull, engine power units, air as well as fuel and oil hydraulic systems, other units and components, including monitoring command and actuating elements, units and systems, includes carrying out finishing tests, analysis and the elimination of identified structural and technological shortcomings and, at least, the preparation of the engine for transfer to pilot production or mass production. The composition of the tests introduced an extended development of gas-dynamic stability of the engine. The tests are carried out at the test bench by varying the unevenness of the flow and quantitatively reducing the air supply to the engine in various modes, bringing in each of them until the transition from stable operation to surge without stopping the engine. These tests are carried out by any of the above test methods, including the test method in the refinement process.
По четвертому варианту способа испытания газотурбинного двигателя испытания двигателя выполняют в процессе промышленного производства. При этом выбирают один из партии двигателей и подвергают его испытаниям на стенде на определение границ газодинамической устойчивости. Испытания выполняют на стенде, входное устройство 1 которого снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 2 с отградуированной шкалой положений интерцептора 2 в потоке воздуха, подаваемого в двигатель и фиксированной практически критической точкой, отделяющей двигатель от перехода в помпаж на 2-5%. Повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы двигателя в полетных условиях. Экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты». Определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя.According to a fourth embodiment of a method for testing a gas turbine engine, engine tests are performed in an industrial production process. In this case, one of a batch of engines is selected and subjected to tests on a bench to determine the boundaries of gas-dynamic stability. The tests are carried out on a test bench, the
В способе промышленного производства газотурбинных двигателей осуществляют заводскую сборку каждого двигателя. Монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессоры, турбины, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также топливную и масляную гидравлические системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы. Производят стендовые испытания изложенным выше способом испытания промышленно собранного серийного двигателя, в составе которых производят определение границ газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя.In a method for the industrial production of gas turbine engines, each engine is prefabricated. Mount the body and engine power units, including compressors, turbines, at least one combustion chamber, air, as well as fuel and oil hydraulic systems, monitoring, command and actuating elements, blocks and systems. Bench tests are carried out using the method described above for testing an industrially assembled serial engine, in which the boundaries of the gas-dynamic stability of the engine compressor are determined.
В способе эксплуатации газотурбинного двигателя перед каждым запуском выполняют проверку готовности двигателя к работе. Производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя. Периодически производят профилактические осмотры и текущие, а также, по меньшей мере, один капитальный ремонты. После капитального ремонта двигатель подвергают стендовым испытаниям. При необходимости производят послеремонтную доводку и выполняют испытания любым изложенным ранее способом испытания на проверку газодинамической устойчивости до появления признаков помпажа.In the method of operating a gas turbine engine, before each start-up, a check of engine readiness for operation is performed. Start, warm up and output the engine to the operating modes provided by the regulations, engine shutdown. Periodically perform preventive examinations and ongoing, as well as at least one overhaul. After major repairs, the engine is subjected to bench tests. If necessary, post-repair tuning is carried out and tests are carried out using any of the test methods described above to check the gas-dynamic stability until there are signs of surge.
Пример реализации способа испытания газотурбинного двигателя (ГТД)An example implementation of a test method for a gas turbine engine (GTE)
На стадии опытного образца испытанию подвергают двухконтурный ГТД с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.At the prototype stage, a double-circuit gas turbine engine is tested with a minimum design gas-dynamic stability at a rotor speed of 0.8 Max, where Max is the maximum allowable rotor speed of a given engine.
Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 1 через фланец 3. Указанное устройство 1 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 2, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 2 выполнен с возможностью создания неравномерности и регулирования количества поступающего в двигатель воздуха в интервале от 0 до 100% путем нулевого, промежуточного или полного перекрытия площади рабочего сечения входного аэродинамического устройства 1. Для этого интерцептор 2 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 4 с гидроцилиндром 5, и шкалой выдвижения интерцептора 2, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.The engine is mounted on a test bench and is communicated with the
Выводят испытуемый ГТД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05 Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 2 в сечение воздушного потока с шагом (1-5)% от площади указанного сечения, доводя до признаков появления помпажа. В результате данного этапа испытания определяют граничное значение частоты вращения ротора с минимальным запасом газодинамической устойчивости, составляющее 0,8 Макс при выдвижении интерцептора 2 на 73%.The tested gas turbine engine is brought to the rotor rotation modes from “small gas” (MG) to Max with a step of changing revolutions from mode to mode 0.05 Max and with a sequential iteration to the boundary of loss of gas-dynamic stability. To do this, on each of the modes, the
Затем путем обратного перемещения интерцептора 2 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости, устанавливают, что при смещении интерцептора 2 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by backward movement of the
Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 2 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.An analysis of the test results is carried out, taking into account that the resulting tests were performed without disruption in surging with a maximum introduction of the
Изложенную выше последовательность испытания ГТД на газодинамическую устойчивость применяют на всех этапах от доводки опытного образца до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных газотурбинных двигателей.The above sequence of testing gas turbine engines for gas-dynamic stability is used at all stages from the development of a prototype to industrial production, operation and overhaul of aircraft gas turbine engines.
Claims (15)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011153865/06A RU2481565C1 (en) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | 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 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011153865/06A RU2481565C1 (en) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | 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 |
Related Child Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012114336/06A Division RU2487334C1 (en) | 2012-04-12 | 2012-04-12 | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2481565C1 true RU2481565C1 (en) | 2013-05-10 |
Family
ID=48789589
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011153865/06A RU2481565C1 (en) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | 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 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2481565C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641187C1 (en) * | 2017-03-09 | 2018-01-16 | Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО НПЦ газотурбостроения "Салют") | Method for preparation of stand for testing aircraft engine to determine sufficiency of gas-dynamic stability reserves |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2162782C2 (en) * | 1996-10-04 | 2001-02-10 | Гололобов Олег Александрович | Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| SU1151075A1 (en) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE |
| RU2243530C1 (en) * | 2003-06-02 | 2004-12-27 | Самарская государственная академия путей сообщения | Test stand for internal combustion engine turbocompressor |
| US20100313639A1 (en) * | 2009-06-11 | 2010-12-16 | Khibnik Alexander I | Gas turbine engine debris monitoring arrangement |
| US20110138897A1 (en) * | 2006-07-12 | 2011-06-16 | Barton Hunter Snow | Method for testing gas turbine engines |
| US20110296810A1 (en) * | 2010-06-07 | 2011-12-08 | General Electric Company | Life management system and method for gas turbine thermal barrier coatings |
-
2011
- 2011-12-29 RU RU2011153865/06A patent/RU2481565C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1151075A1 (en) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE |
| RU2162782C2 (en) * | 1996-10-04 | 2001-02-10 | Гололобов Олег Александрович | Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2243530C1 (en) * | 2003-06-02 | 2004-12-27 | Самарская государственная академия путей сообщения | Test stand for internal combustion engine turbocompressor |
| US20110138897A1 (en) * | 2006-07-12 | 2011-06-16 | Barton Hunter Snow | Method for testing gas turbine engines |
| US20100313639A1 (en) * | 2009-06-11 | 2010-12-16 | Khibnik Alexander I | Gas turbine engine debris monitoring arrangement |
| US20110296810A1 (en) * | 2010-06-07 | 2011-12-08 | General Electric Company | Life management system and method for gas turbine thermal barrier coatings |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| КЛЯЧКИН А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969, с.296-396. * |
| КЛЯЧКИН А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969, с.296-396. ЛИТВИНОВ Ю.А и др. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1979, с.136, 137, с.288. * |
| ЛИТВИНОВ Ю.А и др. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1979, с.136, 137, с.288. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641187C1 (en) * | 2017-03-09 | 2018-01-16 | Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО НПЦ газотурбостроения "Салют") | Method for preparation of stand for testing aircraft engine to determine sufficiency of gas-dynamic stability reserves |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2487334C1 (en) | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation | |
| RU2551249C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2551015C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2544686C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| 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 | |
| RU2555928C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2544410C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2544634C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU2544412C1 (en) | Method of operational development of experimental turbojet engine | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2555939C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2544632C1 (en) | Operating method of gas-turbine engine and gas-turbine engine operated by means of this method | |
| RU2551142C1 (en) | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method | |
| RU2551007C1 (en) | Method of operational development of experimental gas-turbine engine | |
| RU2551013C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU142812U1 (en) | Turbojet engine test bench for turbojet AT dynamic stability, aerodynamic devices INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability and aerodynamic devices spoilers INPUT stands for testing of turbojet AT dynamic stability | |
| RU2545110C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2484441C1 (en) | Gas-turbine engine, test method of gas-turbine engine, production method of batch of gas-turbine engines (versions), and operating method of gas-turbine engine | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2555940C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2551247C1 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2544638C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU144419U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2551246C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20140127 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |