RU2555933C2 - Gas-turbine engine - Google Patents
Gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2555933C2 RU2555933C2 RU2013149555/06A RU2013149555A RU2555933C2 RU 2555933 C2 RU2555933 C2 RU 2555933C2 RU 2013149555/06 A RU2013149555/06 A RU 2013149555/06A RU 2013149555 A RU2013149555 A RU 2013149555A RU 2555933 C2 RU2555933 C2 RU 2555933C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas
- gas turbine
- turbine engine
- rotor
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to aircraft gas turbine engines.
Известен двухконтурный, двухвальный газотурбинный двигатель (ГТД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва, изд. «Наука», 2011 г., стр.19-46, рис.1.24).Known double-circuit, twin-shaft gas turbine engine (GTE), including turbocompressor complexes, one of which contains a compressor and a low pressure turbine mounted on one shaft, and the other contains a compressor and a high pressure turbine, an intermediate separation housing, similarly combined on the other shaft, coaxial with the first between the aforementioned compressors, the external and internal circuits, the main and afterburner combustion chambers, a chamber for mixing gas-air flows of the working fluid and an adjustable nozzle (N.N. Siroti and others. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system.
Известен газотурбинный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивное сопло, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989, с.12-88).Known gas turbine engine, which is a dual-circuit, contains a housing supported by compressors and turbines, a cooled combustion chamber, a fuel pump group, a jet nozzle, as well as a control system with command and executive bodies (Design and engineering of aircraft gas turbine engines. Edited by D .V. Chronin. M.: Mechanical Engineering, 1989, p.12-88).
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°С (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 испытаний газотурбинного двигателя, заключающийся в создании на входе в двигатель неравномерности потока воздуха путем установления сеток во входном канале для определения границы устойчивой работы компрессора. Для введения компрессора двигателя в помпаж требуется набор сеток, которые устанавливаются в входной канал поочередно, плавно увеличивая неравномерность, что приводит к увеличению количества запусков и времени для установки сеток во входной канал (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с., стр.13-15).A known method of testing a gas turbine engine, which consists in creating at the entrance to the engine uneven air flow by establishing grids in the inlet channel to determine the boundary of the stable operation of the compressor. To introduce an engine compressor into the surge, a set of grids is required that are installed alternately in the input channel, smoothly increasing the unevenness, which leads to an increase in the number of starts and the time for installing the grids in the input channel (Yu.A. Litvinov, VO Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft gas turbine engines. Moscow: Mechanical Engineering, 1979, 288 pp., pp. 13-15).
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, решаемая изобретением, заключается в разработке ГТД, совокупность технических решений которого обеспечивает возможность оптимального регулирования допустимой тяги или в вариантном решении двигателя преобразования потенциальной и кинетической энергии потока газа в крутящий момент в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора без вхождения двигателя в помпаж при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги.The problem solved by the invention is the development of a gas turbine engine, the combination of technical solutions of which provides the possibility of optimal regulation of permissible thrust or, in a variant of the engine, converting the potential and kinetic energy of the gas flow to torque in the full range of gas-dynamic stability of the compressor without the motor entering the surge with increasing reliability determining the boundaries of the permissible range of variation of thrust.
Поставленная задача решается тем, что газотурбинный двигатель согласно изобретению выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками, предпочтительно, четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги; причем ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого двигателя; кроме того, вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; двигатель содержит также коробку приводов двигательных агрегатов; причем статоры КНД и КВД выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы, кроме того, в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД; причем двигатель проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.The problem is solved in that the gas turbine engine according to the invention is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules, including a low pressure compressor (KND) with a stator having an input guide apparatus (VHA), no more than three intermediate guides and an output rectifier, and also with a rotor having a shaft and a system endowed with blades, preferably four impellers; intermediate housing; a gas generator including assembly units — a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with vanes, the number of which is at least twice the number of the mentioned KND impellers; the main combustion chamber and the high pressure turbine (HPT); behind the gas generator, a low pressure turbine (LP), a mixer, a frontal device, a combustion afterburner and a rotary jet nozzle including a rotary device, fixedly, preferably detachably attached to a combustion afterburner, and an adjustable jet nozzle attached to a rotary device with the possibility of performing, together with the movable element, the last turns to change the direction of the thrust vector; moreover, the axis of rotation of the rotary device relative to the horizontal axis is rotated by an angle of not less than 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° clockwise (view in np) for the right engine and by an angle of not less than 30 °, preferably (32 ÷ 34) ° counterclockwise (view by n.p.) for the left engine; in addition, an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed around the main combustion chamber body in the external circuit; the engine also contains a box of drives of motor units; moreover, the KND and KVD stators are each made in the form of at least two longitudinal-segment blocks, combined mainly on detachable joints with the possibility of disassembly for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit, in addition, in the form of similar longitudinal-segment blocks made and combined on detachable connections nozzle apparatuses of turbines TND and TVD; moreover, the engine is tested for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor, at least at the stage of serial industrial production, for which three or five copies from a batch of mass-produced engines, specific or identical to the statistical representativeness of the test, were tested on a bench equipped with an aerodynamic inlet device with adjustable crossing the air stream, mainly, remotely controlled retractable interceptor with a graduated scale of the position of the interceptor, having first fixed a critical point that separates the engine for 2-5% of the transition to the surging, if necessary, repeat the test on a specific set of regulations on modes, the appropriate mode, characteristic for the subsequent actual operation of GTE in flight conditions.
При этом газотурбинный двигатель может содержать электрическую, пневматическую, гидравлическую топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.In this case, the gas turbine engine may contain electric, pneumatic, hydraulic fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules.
КНД может быть объединен с ТНД по валу с возможностью передачи от указанной турбины крутящего момента, а КВД объединен с ТВД с возможностью получения последним крутящего момента от турбины высокого давления через автономный вал ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основой камеры сгорания и турбины низкого давления.KND can be combined with a high-pressure pump on a shaft with the possibility of transmitting torque from a specified turbine, and a high-pressure pump is combined with a high-pressure pump with the possibility of receiving the latest torque from a high-pressure turbine through an autonomous shaft of the KVD-TVD rotor, coaxially rotatably covering the KND-TND rotor shaft in parts of the length and made shorter than the latter, at least by the total axial length of the intermediate casing, the basis of the combustion chamber and low pressure turbine.
Статор КВД может содержать входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.The stator of the HPC may contain an input guide vane, no more than eight intermediate guides and an output rectifier.
Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления может быть снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой решетки стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед./рад.The inlet guide apparatus of the low-pressure compressor can be equipped with radial racks consisting of fixed and controlled movable elements, uniformly spaced in the plane of the inlet section with the angular frequency of the racks lattice in the range (3.0 ÷ 4.0) units / rad.
Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления может содержать, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, длина которых ограничена наружным и внутренним кольцами ВНА, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора компрессора низкого давления.The inlet guiding apparatus of the low-pressure compressor may preferably comprise twenty-three radial struts, the length of which is limited by the outer and inner rings of the BHA, with at least a portion of the radial struts aligned with the channels of the oil system located in the stationary elements of the struts, with the possibility of feeding and drainage of oil, as well as venting of oil and pre-oil cavities of the front support of the rotor of the low-pressure compressor.
Площадь фронтальной проекции входного проема Fвx. пр. ВНА КНД, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца ВНА, может быть выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт., создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.The area of the frontal projection of the entrance aperture F in. etc. VNA KND, geometrically determining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring of the BHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring of the BHA, can be performed in excess of the total aerodynamic shading area F Z. created by the frontal projection of coca and radial struts, (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total circle area F pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.
Ось поворотного реактивного сопла может быть выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).The axis of the rotary jet nozzle can be made deviated from the axis of the engine down by an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).
Поставленная задача вариантно решается тем, что газотурбинный двигатель выполнен, предпочтительно, двухконтурным, двухвальным и содержит две последовательно соединенные по ходу рабочего тела группы модулей и узлов, первая из которых, по меньшей мере, функционально образует генерирующий энергию потока рабочего тела комплексный модуль-газогенератор, а вторая группа, по меньшей мере, функционально образует силовой модуль и в зависимости от целевого назначения двигателя вариантно содержит последовательность, преимущественно, разъемно соединенных узлов, предназначенную для формирования и преобразования упомянутого потока либо в регулируемую по мощности и вектору реактивную тягу, либо в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат;The problem is variably solved by the fact that the gas turbine engine is preferably double-circuit, twin-shaft and contains two groups of modules and assemblies connected in series along the working fluid, the first of which, at least functionally forms a complex gas generator generating energy from the flow of the working fluid, and the second group, at least functionally forms a power module and, depending on the purpose of the engine, optionally contains a sequence, mainly detachable with unity nodes for forming and converting said stream or in an adjustable power and reactive thrust vector or the torque to transmit to the latter attachable external drive unit;
при этом модуль-газогенератор включает, по меньшей мере, компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками дисков, предпочтительно, четырех рабочих колес с нарастанием числа лопаток каждого последующего рабочего колеса; промежуточный корпус; компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не более чем в 2,3 раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания (ОКС) с жаровой трубой, наделенной системой форсунок, равномерно разнесенных по окружности входного кольцевого торца последней, и корпусом, вокруг которого во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; за ОКС последовательно соосно установлены турбина высокого давления (ТВД) и турбина низкого давления (ТНД), снабженная на выходе, по меньшей мере, по торцу соответствующего участка наружного корпуса двигателя элементом, предпочтительно, разъемного соединения с силовым модулем двигателя; а силовой модуль двигателя в варианте преобразования потенциальной и кинетической энергии потока рабочего тела в крутящий момент с возможностью передачи последнего на внешний приводной агрегат выполнен содержащим узел силовой турбины и газоотводный канал; при этом двигатель, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства проверен, по меньшей мере, на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.wherein the gas generator module includes at least a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VHA), no more than three intermediate guides and an output straightener, as well as with a rotor having a shaft and a system of disc blades preferably four impellers with increasing number of blades of each subsequent impeller; intermediate housing; a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with blades, the number of which is no more than 2.3 times the number of the mentioned KND impellers; the main combustion chamber (ACS) with a flame tube endowed with a system of nozzles uniformly spaced around the circumference of the input ring end face of the latter, and a housing around which an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed in the outer circuit; behind the ACS, a high pressure turbine (HPT) and a low pressure turbine (LPH) are sequentially coaxially mounted, provided at the outlet, at least at the end of the corresponding section of the outer engine casing, with an element, preferably, a detachable connection to the engine power module; and the engine power module in the embodiment of converting the potential and kinetic energy of the flow of the working fluid into torque with the possibility of transferring the latter to an external drive unit is made comprising a power turbine assembly and a gas outlet; the engine, at least at the stage of serial industrial production, has been tested at least for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor, for which three or five copies from a batch of mass-produced engines, specific or identical to the statistical representativeness of the tests, have been tested on a bench, equipped with an aerodynamic inlet device with adjustable crossover of the air flow, mainly remotely controlled by a retractable interceptor with a graduated position scale and tertseptora having fixed critical point that separates the engine at 2-5% in transition from surging, if necessary, repeat the test on a certain set of regulation modes, the appropriate mode characteristic for the subsequent actual operation TBG in the flight conditions.
Кроме того, газотурбинный двигатель силовой модуль в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для формирования и преобразования упомянутого потока в регулируемую, по меньшей мере, по мощности реактивную тягу, может содержать последовательно соединенные по ходу рабочего тела смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и соединенное с последней через поворотное устройство всережимное реактивное сопло с изменяемым критическим сечением и вектором тяги.In addition, the gas turbine engine power module in the variant of the intended purpose of the engine, designed to form and transform the aforementioned stream into a jet thrust controlled by at least power, may include a mixer, a front device, an afterburner and a connected combustion chamber with the latter, through the rotary device, an all-mode jet nozzle with a variable critical section and thrust vector.
Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для преобразования упомянутого потока в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат, может быть выполнен в виде последовательного сочетания двух узлов - силовой турбины, имеющей корпус, ротор, статор, газодинамически сообщенной с модулем газогенератора по рабочему телу, и газоотводного канала.In addition, the power module of a gas turbine engine in an embodiment of the intended purpose of the engine, designed to convert said flow into torque with the possibility of transferring the latter to an external external drive unit, can be made in the form of a sequential combination of two nodes - a power turbine having a housing, rotor, stator gas-dynamically communicated with the gas generator module through the working fluid, and the gas outlet channel.
При этом система наделенных лопатками дисков рабочих колес ротора КНД газотурбинного двигателя может быть выполнена с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска, определенным в диапазоне соотношений (31÷41):(38÷50):(48÷63):(65÷85).In this case, the system of rotor KND rotor wheels with rotor blades endowed with gas turbine engine can be performed with an increase in the number of blades of each subsequent disk, defined in the range of ratios (31 ÷ 41) :( 38 ÷ 50) :( 48 ÷ 63) :( 65 ÷ 85) .
Кроме того, система форсунок жаровой трубы основной камеры сгорания газотурбинного двигателя может быть разнесена по окружности входного кольцевого торца с угловой частотой (2,38÷3,35) ед./рад.In addition, the nozzle system of the flame tube of the main combustion chamber of a gas turbine engine can be spaced around the circumference of the input annular end with an angular frequency (2.38 ÷ 3.35) units / rad.
Кроме того, ТВД газотурбинного двигателя может содержать сопловый аппарат, имеющий (36÷48) охлаждаемых лопаток, для уменьшения перетечек рабочего тела объединенных в (12÷16), предпочтительно, литых трехлопаточных блоков, а также ротор, содержащий, предпочтительно, одно рабочее колесо с диском, наделенным рабочими лопатками, количество которых может в (1,78÷2,85) раза превышать количество лопаток соплового аппарата.In addition, the turbine engine of a gas turbine engine may include a nozzle apparatus having (36 ÷ 48) cooled blades, to reduce the flow of the working fluid combined in (12 ÷ 16), preferably cast three-blade blocks, as well as a rotor containing, preferably, one impeller with a disk endowed with working blades, the number of which can (1.78 ÷ 2.85) times exceed the number of blades of the nozzle apparatus.
Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя, вариантно предназначенный для формирования и регулирования реактивной тяги, может содержать смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания (ФКС), поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к ФКС, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги; причем ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси может быть повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета.In addition, the power module of a gas turbine engine, optionally designed to form and regulate jet thrust, may include a mixer, a front device, an afterburner combustion chamber (FCC), a rotary jet nozzle including a rotary device, motionless, preferably detachably attached to the FCC, and adjustable a jet nozzle attached to the rotary device with the possibility of performing, together with the movable element, the last turns to change the direction of the thrust vector; moreover, the axis of rotation of the rotary device relative to the horizontal axis can be rotated by an angle of at least 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° clockwise (view in np) for the right position of the engine and by an angle of at least 30 °, preferably, at (32 ÷ 34) ° counterclockwise (np view) for the left engine position as part of the aircraft propulsion system.
При испытаниях экспериментально может быть подтверждена область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.During tests, the region of gas-dynamic stability of engine operation can be experimentally confirmed, including for the regime with the smallest supply of hydraulic control gears with on-board throttle response checked according to the regulations: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position and phases of the rotational speed corresponding to the values of intermediate irregularities with checking engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is set to ue "maximum speed" with the resultant determination stocks dynamic stability of the engine compressor.
Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке ГТД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги или крутящего момента в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора. Это достигается за счет применения в двигателе разработанной в изобретении совокупности основных модулей и сборочных единиц с параметрами и техническими решениями регулирования подачи воздуха без введения двигателя в помпаж, которые проверены предложенной в изобретении системой испытаний на газодинамическую устойчивость компрессора с упрощенной технологией и сокращением трудо- и энергоемкости испытаний. Предложенная система построена на применении выдвижного интерцептора с регулированием подачи воздуха без останова процесса испытания, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Выдвижной интерцептор обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступления воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Технология испытания по изобретению обеспечивает возможность надежного определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости. Применение изобретения открывает возможность обеспечить по предложенной системе работу двигателя в допустимом диапазоне ГДУ на новом, более высоком уровне надежности и эксплуатации с лучшим качеством.The technical result provided by the given set of features consists in the development of a gas turbine engine with improved operational characteristics and more reliable determination of the boundaries of possible variation in thrust or torque within the allowable range of gas-dynamic stability of compressor operation. This is achieved due to the use in the engine of the set of basic modules and assembly units developed in the invention with parameters and technical solutions for regulating air supply without introducing the engine into the surge, which are verified by the compressor gas dynamic stability test system proposed in the invention with simplified technology and reduced labor and energy consumption tests. The proposed system is based on the use of a retractable interceptor with air supply regulation without stopping the test process, as well as the developed graduated scale for extending the interceptor into the air flow entering the engine. A retractable interceptor provides the creation of a percentage-adjusted reduction in air intake and created uneven flow to a boundary value at which gas-dynamic stability is maintained. The test technology of the invention provides the ability to reliably determine the experimentally confirmed stock of gas-dynamic stability. The application of the invention opens up the possibility of ensuring the engine operation according to the proposed system in the permissible range of the GDU at a new, higher level of reliability and operation with better quality.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг.1 изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез;figure 1 shows a gas turbine engine, a longitudinal section;
на фиг.2 - входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;figure 2 - input device of an aerodynamic installation for testing an engine equipped with an interceptor, side view;
на фиг.3 - разрез по А-А на фиг.2, где Ни - высота интерцептора, Dкан. - диаметр канала входного устройства;figure 3 is a section along aa in figure 2, where H and is the height of the interceptor, D channel. - the diameter of the channel of the input device;
на фиг.4 - входной направляющий аппарат компрессора низкого давления, вид сверху.figure 4 - input guide apparatus of the low-pressure compressor, top view.
Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Газотурбинный двигатель содержит не менее восьми модулей, включая компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.The gas turbine engine is double-circuit, twin-shaft. A gas turbine engine contains at least eight modules, including a
КНД 1 выполнен со статором, имеющим входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5, а также с ротором, имеющим вал 6 и систему, предпочтительно, четырех рабочих колес 7, наделенных лопатками 8.KND 1 is made with a stator having an
Газогенератор содержит сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления со статором, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.The gas generator contains assembly units - a
КВД 9 включает статор, а также ротор с валом 12 и системой оснащенных лопатками 13 рабочих колес 14. При этом число рабочих колес 14 КВД 9 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 7 КНД 1.KVD 9 includes a stator, as well as a rotor with a
За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 15 низкого давления, смеситель 16, фронтовое устройство 17, форсажная камера 18 сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство 19, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере 18 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 20, прикрепленное к поворотному устройству 19 с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги. Ось вращения поворотного устройства 19 относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по направлению полета) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по направлению полета) для левого двигателя.Behind the gas generator, a
Вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания во внешнем контуре 21 установлен воздухо-воздушный теплообменник 22, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.Around the body of the
Также двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).The engine also contains a box of drives of motor units (not shown in the drawings).
Статоры КНД 1 и КВД 9 выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы. В виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты 23 турбин 11 и 15 соответственно высокого и низкого давления.The
Двигатель проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства. Для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством 24 с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 25 с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.The engine is tested for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor, at least at the stage of mass production. Why concrete or identical to the statistical representativeness of the results, three to five copies from a batch of mass-produced engines were tested at the stand. The stand is equipped with an
Газотурбинный двигатель содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули (на чертежах не показано).A gas turbine engine contains electric, pneumatic, hydraulic fuel and oil systems, as well as sensors, command blocks, actuators and cables of diagnostic and automatic engine control systems that combine these assembly units and modules (not shown in the drawings).
Компрессор 1 низкого давления объединен с турбиной 15 низкого давления по валу 6 с возможностью передачи от турбины 15 крутящего момента. Компрессор 9 высокого давления объединен с турбиной 11 высокого давления с возможностью получения последним крутящего момента от турбины 11 через автономный вал 12 ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал 6 ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 2, основой камеры 10 сгорания и турбины 15 низкого давления.The
Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 26, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 27 и выходной спрямляющий аппарат 28.The
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 29, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед./рад.The
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 29. Длина радиальных стоек 29 ограничена наружным и внутренним кольцами 30 и 31 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 29 совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора КНД 1.The
Площадь фронтальной проекции входного проема Fвx. пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 32, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 30 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 31 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт., создаваемого фронтальной проекцией кока 33 и радиальных стоек 29, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 30 ВНА в плоскости входного проема.The area of the frontal projection of the entrance aperture F in. etc. of the
Ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).The axis of the rotary jet nozzle is made deviated from the axis of the engine down by an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).
Газотурбинный двигатель в другом варианте выполнен, предпочтительно двухконтурным, двухвальным и содержит две последовательно соединенные по ходу рабочего тела группы модулей и узлов, первая из которых, по меньшей мере, функционально образует генерирующий энергию потока рабочего тела комплексный модуль-газогенератор, а вторая группа, по меньшей мере, функционально образует силовой модуль и в зависимости от целевого назначения двигателя вариантно содержит последовательность, преимущественно, разъемно соединенных узлов, предназначенную для формирования и преобразования упомянутого потока либо в регулируемую по мощности и вектору реактивную тягу, либо в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат.In another embodiment, the gas turbine engine is preferably double-circuit, twin-shaft and comprises two groups of modules and assemblies connected in series along the working fluid, the first of which, at least functionally, forms a complex gas generator generating energy of the working fluid flow, and the second group, at least functionally forms a power module and, depending on the purpose of the engine, optionally contains a sequence of predominantly detachably connected nodes, is intended th for the formation and conversion of said stream or in an adjustable power and reactive thrust vector or the torque to transmit to the latter the outer attachable drive unit.
В последнем варианте модуль-газогенератор включает, по меньшей мере, компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками дисков, предпочтительно, четырех рабочих колес с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска; промежуточный корпус; компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не более чем в 2,3 раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания (ОКС) с жаровой трубой, наделенной системой форсунок, равномерно разнесенных по окружности входного кольцевого торца последней, и корпусом, вокруг которого во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; за ОКС последовательно соосно установлены турбина высокого давления (ТВД) и турбина низкого давления (ТНД), снабженная на выходе, по меньшей мере, по торцу соответствующего участка наружного корпуса двигателя элементом, предпочтительно, разъемного соединения с силовым модулем двигателя. Силовой модуль двигателя в варианте преобразования потенциальной и кинетической энергии потока рабочего тела в крутящий момент с возможностью передачи последнего на внешний приводной агрегат выполнен содержащим узел силовой турбины и газоотводный канал. При этом двигатель, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, проверен, по меньшей мере, на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.In the latter embodiment, the gas generator module includes at least a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide vane (VNA), no more than three intermediate guides and an output straightener, and also with a rotor having a shaft and a system of endowed blades disks, preferably four impellers with increasing number of blades of each subsequent disk; intermediate housing; a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with blades, the number of which is no more than 2.3 times the number of the mentioned KND impellers; the main combustion chamber (ACS) with a flame tube endowed with a system of nozzles uniformly spaced around the circumference of the input ring end face of the latter, and a housing around which an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed in the outer circuit; behind the ACS, a high-pressure turbine (HPT) and a low-pressure turbine (LPT) are sequentially coaxially mounted, provided at the outlet, at least at the end of the corresponding section of the outer engine casing, with an element, preferably a detachable connection to the engine power module. The engine power module in the embodiment of converting the potential and kinetic energy of the flow of the working fluid into torque with the possibility of transferring the latter to an external drive unit is made comprising a power turbine assembly and a gas outlet channel. At the same time, the engine, at least at the stage of mass production, was tested, at least for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor, for which three or five copies from a batch of mass-produced engines, specific or identical to the statistical representativeness of the tests, were tested on a bench equipped with an aerodynamic inlet device with adjustable crossover of the air flow, mainly remotely controlled by a retractable interceptor with a graduated position scale and an interceptor having a fixed critical point separating the engine by 2-5% from the transition to surge, if necessary, with repeated testing on a set of modes defined by the regulations that correspond to the modes characteristic of the subsequent actual operation of a gas turbine engine in flight conditions.
Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для формирования и преобразования упомянутого потока в регулируемую по мощности и вектору реактивную тягу, содержит последовательно соединенные по ходу рабочего тела смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и соединенное с последней через поворотное устройство всережимное реактивное сопло с изменяемым критическим сечением и вектором тяги.In addition, the power module of a gas turbine engine in an embodiment of the intended purpose of the engine, designed to form and convert said stream into a jet thrust controlled by power and vector, contains a mixer, a front-end device, an afterburner, and connected to the latter through a rotary The device is an all-mode jet nozzle with a variable critical section and a thrust vector.
Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для преобразования упомянутого потока в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат, выполнен в виде последовательного сочетания двух узлов - силовой турбины, имеющей корпус, ротор, статор, газодинамически сообщенной с модулем газогенератора по рабочему телу, и газоотводного канала.In addition, the power module of a gas turbine engine in an embodiment of the intended purpose of the engine, designed to convert the aforementioned flow into torque with the possibility of transferring the latter to a connected external drive unit, is made in the form of a sequential combination of two nodes - a power turbine having a casing, a rotor, a stator, gasdynamically communicated with the gas generator module through the working fluid, and the gas outlet channel.
При этом система наделенных лопатками дисков рабочих колес ротора КНД газотурбинного двигателя выполнена с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска, определенным в диапазоне соотношений (31÷41):(38÷50):(48÷63):(65÷85).In this case, the system of rotor KND rotor wheels with rotor blades endowed with a gas turbine engine is made with an increase in the number of blades of each subsequent disk, defined in the range of ratios (31 ÷ 41) :( 38 ÷ 50) :( 48 ÷ 63) :( 65 ÷ 85).
Кроме того, система форсунок жаровой трубы основной камеры сгорания газотурбинного двигателя разнесена по окружности входного кольцевого торца с угловой частотой (2,38÷3,35) ед./рад.In addition, the nozzle system of the flame tube of the main combustion chamber of a gas turbine engine is spaced around the circumference of the inlet annular end face with an angular frequency (2.38 ÷ 3.35) units / rad.
Кроме того, ТВД газотурбинного двигателя может содержать сопловый аппарат, имеющий (36÷48) охлаждаемых лопаток, для уменьшения перетечек рабочего тела объединенных в (12÷16), предпочтительно, литых трехлопаточных блоков, а также ротор, содержащий, предпочтительно, одно рабочее колесо с диском, наделенным рабочими лопатками, количество которых может в (1,78÷2,85) раза превышать количество лопаток соплового аппарата.In addition, the turbine engine of a gas turbine engine may include a nozzle apparatus having (36 ÷ 48) cooled blades, to reduce the flow of the working fluid combined in (12 ÷ 16), preferably cast three-blade blocks, as well as a rotor containing, preferably, one impeller with a disk endowed with working blades, the number of which can (1.78 ÷ 2.85) times exceed the number of blades of the nozzle apparatus.
Кроме того, силовой модуль газотурбинного двигателя, вариантно предназначенный для формирования и регулирования реактивной тяги, может содержать смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания (ФКС), поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к ФКС, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги; причем ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси может быть повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета.In addition, the power module of a gas turbine engine, optionally designed to form and regulate jet thrust, may include a mixer, a front device, an afterburner combustion chamber (FCC), a rotary jet nozzle including a rotary device, motionless, preferably detachably attached to the FCC, and adjustable a jet nozzle attached to the rotary device with the possibility of performing, together with the movable element, the last turns to change the direction of the thrust vector; moreover, the axis of rotation of the rotary device relative to the horizontal axis can be rotated by an angle of at least 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° clockwise (view in np) for the right position of the engine and by an angle of at least 30 °, preferably, at (32 ÷ 34) ° counterclockwise (np view) for the left engine position as part of the aircraft propulsion system.
При испытаниях экспериментально подтверждена область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.During the tests, the region of gas-dynamic stability of the engine’s operation was experimentally confirmed, including for the regime with the smallest GDU margin with counter throttle response checked according to the regulations: shutter speed at maximum speed, resetting the speed by setting the engine control lever to the "low gas" position and in the frequency phases rotation corresponding to the values of intermediate irregularities with checking engine throttle response to maximum mode when the engine control lever is set to “max “high revolutions” with the resulting determination of the reserves of gas-dynamic stability of the engine compressor.
Пример испытания газотурбинного двигателяGas turbine test example
На стадии разработки 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 development 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 24 через фланец 34. Устройство 24 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 25, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 25 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 24. Для этого интерцептор 25 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 35 с гидроцилиндром 36, и шкалой выдвижения интерцептора 25, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.Install the engine on a test bench and communicate with the inlet
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 25 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 25 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 0.05 Max mode and with a sequential iteration to the boundary of loss of gas-dynamic stability. To do this, at each of the modes, the
Затем путем обратного перемещения интерцептора 25 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости, устанавливают, что при смещении интерцептора 25 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.Then, by the reverse movement of the
Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 25 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 an
Изложенную выше последовательность испытания ГТД на газодинамическую устойчивость применяют на всех этапах от разработки и доводки до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных двигателей.The above sequence of testing gas turbine engines for gas-dynamic stability is used at all stages from development and development to industrial production, operation and overhaul of aircraft engines.
Claims (16)
при этом модуль-газогенератор включает, по меньшей мере, компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками дисков четырех рабочих колес с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска; промежуточный корпус; компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не более чем в 2,3 раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания (ОКС) с жаровой трубой, наделенной системой форсунок, равномерно разнесенных по окружности входного кольцевого торца последней, и корпусом, вокруг которого во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; за ОКС последовательно соосно установлены турбина высокого давления (ТВД) и турбина низкого давления (ТНД), снабженная на выходе, по меньшей мере, по торцу соответствующего участка наружного корпуса двигателя элементом разъемного соединения с силовым модулем двигателя; а силовой модуль двигателя в варианте преобразования потенциальной и кинетической энергии потока рабочего тела в крутящий момент с возможностью передачи последнего на внешний приводной агрегат выполнен содержащим узел силовой турбины и газоотводный канал; при этом двигатель, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, проверен, по меньшей мере, на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.10. A gas turbine engine, characterized in that it is a dual-circuit, twin-shaft engine and contains two groups of modules and assemblies connected in series along the working fluid, the first of which, at least functionally forms a complex gas generator generating energy flow of the working fluid, and the second group at least functionally forms a power module and, depending on the purpose of the engine, optionally contains a sequence of detachably connected nodes, designed to form and converting said stream either into reactive thrust, adjustable in power and vector, or at a torque with the possibility of transferring the latter to an external drive unit to be connected;
wherein the gas generator module includes at least a low pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VHA), no more than three intermediate guides and an output straightener, as well as with a rotor having a shaft and a system of disc blades four impellers with an increase in the number of blades of each subsequent disk; intermediate housing; a high pressure compressor (HPC) having a stator, as well as a rotor with a shaft and a system of impellers equipped with blades, the number of which is no more than 2.3 times the number of the mentioned KND impellers; the main combustion chamber (ACS) with a flame tube endowed with a system of nozzles uniformly spaced around the circumference of the input ring end face of the latter, and a housing around which an air-air heat exchanger assembled from at least sixty tubular block modules is installed in the outer circuit; behind the ACS, a high-pressure turbine (HPT) and a low-pressure turbine (LPT) are sequentially coaxially mounted, provided at the output, at least at the end of the corresponding section of the outer engine casing, with an element of detachable connection with the engine power module; and the engine power module in the embodiment of converting the potential and kinetic energy of the flow of the working fluid into torque with the possibility of transferring the latter to an external drive unit is made comprising a power turbine assembly and a gas outlet; at the same time, the engine, at least at the stage of mass production, is tested, at least for gas-dynamic stability (GDU) of the compressor, for which three or five copies from a batch of mass-produced engines, specific or identical to the statistical representativeness of the tests, were tested on a bench equipped with an aerodynamic inlet device with a remotely controlled pull-out interceptor that crosses the air flow with a graduated scale of interceptor positions, I have it fixed a critical point that separates the engine for 2-5% of the transition to the surging, if necessary, repeat the test on a specific set of regulations on modes, the appropriate mode, characteristic for the subsequent actual operation of GTE in flight conditions.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149555/06A RU2555933C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149555/06A RU2555933C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Gas-turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013149555A RU2013149555A (en) | 2015-05-20 |
| RU2555933C2 true RU2555933C2 (en) | 2015-07-10 |
Family
ID=53283627
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013149555/06A RU2555933C2 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2555933C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2022090914A1 (en) * | 2020-10-26 | 2022-05-05 | Welcel Huge Bryan | A modular device for propulsion in a vehicle |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3946554A (en) * | 1974-09-06 | 1976-03-30 | General Electric Company | Variable pitch turbofan engine and a method for operating same |
| RU2074968C1 (en) * | 1993-10-18 | 1997-03-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Gas-turbine engine |
| US5806303A (en) * | 1996-03-29 | 1998-09-15 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2350787C2 (en) * | 2007-04-13 | 2009-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | High-efficiency low-noise low-pressure compressor of high bypass ratio gas turbine engine |
| RU2354852C2 (en) * | 2004-06-01 | 2009-05-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Gas turbine compressor device and compressor housing element |
| RU2447308C2 (en) * | 2010-07-09 | 2012-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Bypass turbojet engine with airflow redistribution at inlet |
| RU2456458C2 (en) * | 2006-10-20 | 2012-07-20 | Снекма | Gas turbine engine compressor platform; gas turbine engine compressor and gas turbine engine |
| US20130259672A1 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-03 | Gabriel L. Suciu | Integrated inlet vane and strut |
-
2013
- 2013-11-07 RU RU2013149555/06A patent/RU2555933C2/en active
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3946554A (en) * | 1974-09-06 | 1976-03-30 | General Electric Company | Variable pitch turbofan engine and a method for operating same |
| RU2074968C1 (en) * | 1993-10-18 | 1997-03-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Gas-turbine engine |
| US5806303A (en) * | 1996-03-29 | 1998-09-15 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle |
| RU2199727C2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
| RU2354852C2 (en) * | 2004-06-01 | 2009-05-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Gas turbine compressor device and compressor housing element |
| RU2456458C2 (en) * | 2006-10-20 | 2012-07-20 | Снекма | Gas turbine engine compressor platform; gas turbine engine compressor and gas turbine engine |
| RU2350787C2 (en) * | 2007-04-13 | 2009-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | High-efficiency low-noise low-pressure compressor of high bypass ratio gas turbine engine |
| RU2447308C2 (en) * | 2010-07-09 | 2012-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Bypass turbojet engine with airflow redistribution at inlet |
| US20130259672A1 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-03 | Gabriel L. Suciu | Integrated inlet vane and strut |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2022090914A1 (en) * | 2020-10-26 | 2022-05-05 | Welcel Huge Bryan | A modular device for propulsion in a vehicle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013149555A (en) | 2015-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2555928C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2544410C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2555939C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2555933C2 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2544686C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU2551249C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| RU144419U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2545110C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| 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 | |
| RU2551013C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2544636C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2544634C1 (en) | Adjustment method of test gas-turbine engine | |
| RU144433U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2544412C1 (en) | Method of operational development of experimental turbojet engine | |
| RU142810U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2551142C1 (en) | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method | |
| RU2545111C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2544407C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| RU142811U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2555940C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2544632C1 (en) | Operating method of gas-turbine engine and gas-turbine engine operated by means of this method | |
| RU2556090C2 (en) | Gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |