RU2551142C1 - Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method - Google Patents
Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2551142C1 RU2551142C1 RU2013149549/06A RU2013149549A RU2551142C1 RU 2551142 C1 RU2551142 C1 RU 2551142C1 RU 2013149549/06 A RU2013149549/06 A RU 2013149549/06A RU 2013149549 A RU2013149549 A RU 2013149549A RU 2551142 C1 RU2551142 C1 RU 2551142C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas turbine
- turbine engine
- parameters
- mass production
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 30
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 29
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 40
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 13
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 claims description 11
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 8
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 7
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 6
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 4
- 230000004323 axial length Effects 0.000 claims description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 239000000571 coke Substances 0.000 claims description 3
- 239000012634 fragment Substances 0.000 claims description 3
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000013022 venting Methods 0.000 claims description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- 238000011900 installation process Methods 0.000 claims description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 238000009776 industrial production Methods 0.000 abstract description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 abstract 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 description 4
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000001932 seasonal effect Effects 0.000 description 2
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 2
- 241001538234 Nala Species 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 1
- 238000012549 training Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (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, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. M. 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, jet nozzles, 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. Engineering 1989, pp. 12-88).
Известен способ разработки и испытаний авиационных газотурбинных 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 газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с, стр.136-137).A known method for the development and testing of aircraft gas turbine engines, which consists in measuring the parameters according to the operating modes of the engine 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 flow part when changing atmospheric conditions (Yu.A. Litvinov, V.O Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft gas turbine engines. Moscow: Engineering, 1979, 288 s, pp. 136-137).
Известен способ 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 testing aircraft engines such as gas turbine, including the development of predetermined modes, control parameters and evaluate them 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).
Общими недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний и недостаточно высокая надежность оценки тяги двигателя в широком диапазоне режимов и региональных температурно-климатических условий эксплуатации вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний, выполняемых в различных температурных и климатических условиях к результатам, отнесенным к стандартным условиям атмосферы известными способами, которые не учитывают с достаточной корректностью изменение параметров и режимов работы двигателя в зависимости от принятых программ, адекватных полетным циклам, характерным для конкретного назначения разрабатываемого газотурбинного двигателя, что осложняет возможность приведения экспериментальных параметров испытаний к параметрам, соответствующим условиям стандартной атмосферы.Common shortcomings of these known technical solutions are the increased labor and energy intensity of tests and the insufficiently high reliability of engine traction assessment in a wide range of modes and regional temperature and climate conditions due to the inadequacy of the program for bringing specific test results performed in various temperature and climatic conditions to the results referred to to standard atmospheric conditions by known methods that do not take into account with sufficient accuracy Stu change parameters and modes of engine operation depending on the received programs adequate flight cycles, specific to a particular destination developed turbomachine, which complicates the possibility of bringing the experimental test parameters to the parameters corresponding to the standard atmosphere.
Задача группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, заключается в разработке способа серийного производства газотурбинного двигателя и выполненного заявляемым способом ГТД, совокупность технических решений которых обеспечивает улучшение тяги и повышение достоверности эксплуатационных характеристик для разных температурно-климатических условий различных регионов и режимов эксплуатации двигателя, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на этапе серийного промышленного производства при повышении репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона перечисленных ситуаций применительно к полетным циклам двигателя в учебных и боевых условиях в различных регионах и сезонных периодах эксплуатации.The task of the group of inventions related by a single creative idea is to develop a method for the mass production of a gas turbine engine and a gas turbine engine performed by the claimed method, the combination of technical solutions of which provides improved traction and increased reliability of operational characteristics for different temperature and climatic conditions of different regions and engine operating modes, as well as to simplify technology and reduce labor costs and energy consumption of the gas turbine engine test process at the serial production stage ennogo production while increasing representation for the full range of these conditions occur, the test results in relation to the flight motor cycles in training and combat conditions in different regions and seasonal periods of operation.
Поставленная задача решается тем, что в способе серийного производства газотурбинного двигателя, согласно изобретению, изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя; собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления (КНД) до всережимного поворотного реактивного сопла; в процессе изготовления КНД собирают статор, в котором устанавливают входной, не более трех промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат, а также собирают ротор, включая вал, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес с системой лопаток, при этом формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала проточной части КНД из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток рабочих колес и направляющих аппаратов КНД; собирают, предпочтительно, помодульно двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным, при этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус;The problem is solved in that in the method of mass production of a gas turbine engine, according to the invention, parts are made and assembly units, elements and units of engine modules and systems are completed; at least eight modules are assembled - from a low-pressure compressor (LPC) to an all-mode rotary jet nozzle; in the process of manufacturing KND, a stator is assembled, in which an input, not more than three intermediate guide vanes and an output straightener are installed, and also a rotor is assembled, including a shaft, on which no more than four impellers are mounted and rigidly connected by disks to the blade system, and annular sections of the inner surface of the intake channel of the KND flowing section from elements of the impeller vanes and KND guiding devices profiled in the direction of the air flow; preferably, modularly, an engine is assembled, which is performed by a double-circuit, two-shaft, while an intermediate case is mounted on the technological slipway;
газогенератор, включая 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); затем перед промежуточным корпусом устанавливают КНД, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, которое, предпочтительно, разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, которое аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги; кроме того, в процессе изготовления КНД входной направляющий аппарат (ВНА) оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек, которые устанавливают равномерно распределение по кругу входного сечения ВНА и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА; после сборки производят испытания двигателя, по меньшей мере, на оценку влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик серийного ГТД; для этого подвергают, не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять серийно произведенных экземпляров ГТД; испытания ГТД проводят на различных режимах, параметры которых соответствуют параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части ГТД при изменении атмосферных условий, при этом предварительно создают математическую модель ГТД, корректируют ее по результатам стендовых испытаний репрезентативного количества от трех до пяти идентичных ГТД, а затем по математической модели определяют параметры ГТД при стандартных атмосферных условиях и различных температурах атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах, причем фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях ГТД.a gas generator, including 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 at least twice the number of the mentioned KND impellers, the main combustion chamber and high pressure turbine (HPD) ; then, in front of the intermediate casing, low pressure valves are installed, and a low pressure turbine (low pressure turbine), mixer, front device, afterburner and rotary jet nozzle, including a rotary device, which is preferably detachably fixed with a fixed element to the afterburner, are sequentially coaxially installed behind the gas generator; and an adjustable jet nozzle, which is likewise attached to the movable element of the rotary device with the possibility of making turns to change is directed I thrust vector; in addition, in the process of manufacturing KND, the input guide vane (VNA) is equipped with an aerodynamically transparent power grid of radial struts, which establish a uniform distribution around the inlet section of the VNA and with aerodynamic shading created by the said grill together with the frontal VNA coke, which is less than 30% of the total area of the input circle, outlined by the external radius of the flow part of the VNA; after assembly, the engine is tested at least for assessing the impact of climatic conditions (VKU) on changing the operational characteristics of a serial gas turbine engine; for this subject, at least one, for representativeness, preferably three to five mass-produced copies of the GTE; GTE tests are carried out in various modes, the parameters of which correspond to the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines, measure and bring the obtained values of the parameters to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the flow part of the GTE with changing atmospheric conditions at the same time, the mathematical model of the gas turbine engine is preliminarily created, and it is adjusted according to the results of bench tests representative from three to five identical gas-turbine engines, and then, using the mathematical model, gas-turbine engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various atmospheric air temperatures from a given operating temperature range of bench tests taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes, and the actual values of the parameters specific atmospheric air temperatures of each test mode are referred to parameter values under standard atmospheric conditions and correction coefficients for the measured parameters depending on the atmospheric air temperature are adjusted, and the measured parameters are brought to standard atmospheric conditions by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of the atmospheric pressure from the standard one and by a correction factor reflecting the dependence of the measured parameter values on the atmospheric air temperature, registered in specific tests of a gas turbine engine.
Ось вращения поворотного устройства могут выполнять повернутой относительно горизонтальной оси 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.The axis of rotation of the rotary device can be performed rotated relative to the horizontal axis at an angle of at least 30 °, preferably at (32 ÷ 34) ° clockwise (view in np) for the right engine and at an angle of at least 30 °, preferably at (32 ÷ 34) ° counterclockwise (view in n.p.) for the left engine.
При монтаже ось регулируемого реактивного сопла могут выполнять отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).During installation, the axis of the adjustable jet nozzle can be executed deviated down from the neutral position of the engine axis by an angle of (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).
Промежуточный корпус могут наделять функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры, при этом в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник, а над промежуточным корпусом на внешнем корпусе двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов.The intermediate housing can be endowed with the function of a power unit of the engine with the possibility of perceiving the total axial and radial loads from compressors and turbines with subsequent transmission to external power elements and is installed between the low pressure switch and the high pressure switch, dividing the air coming from the low pressure switch into two flows - external and internal circuits, while in the outer circuit around the body of the main combustion chamber, an annular air-air heat exchanger is assembled from at least sixty tubular block modules, and above the intermediate casing on the outer Engine sensor body mounted box drive motor units.
Статор КВД могут выполнять содержащим входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат.The stator of the HPC can be performed comprising an input guide vane, no more than eight intermediate guide vanes and an output rectifier.
Радиальные стойки ВНА могут устанавливать равномерно распределение по кругу входного сечения ВНА, преимущественно, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.Radial struts VNA can establish evenly distributed around the input section of the VNA, mainly in the plane normal to the axis of the engine, with an angular frequency (3.0 ÷ 4.0) units / rad.
Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления могут оснащать, предпочтительно, двадцатью тремя радиальными стойками, соединяющими наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем радиальные стойки выполняют состоящими из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещают 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 guide apparatus of the low-pressure compressor can preferably be equipped with twenty-three radial racks connecting the outer and inner BHA rings with the possibility of transferring loads from the external engine casing to the front support, and the radial racks are made up of a fixed hollow and controllable movable elements, while at least part of the radial racks are combined with the channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supply and removal of oil, and that the venting and oil predmaslyanyh cavities front low pressure compressor rotor bearing.
В процессе монтажа, предпочтительно, разъемно могут объединять КНД с ТНД по валу ротора с возможностью передачи компрессору крутящего момента от указанной турбины, а КВД аналогично объединяют с ТВД с образованием общего вала ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором высокого давления от указанной турбины высокого давления.During the installation process, it is preferable that the KND with the low pressure pump on the rotor shaft can be detachably combined with the possibility of transmitting torque to the compressor from the specified turbine, and the KVD is likewise combined with the high pressure fuel pump with the formation of the common KVD-TVD rotor shaft with the possibility of receiving high pressure from the specified turbine high pressure.
Вал ротора КВД-ТВД могут выполнять с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и ТНД и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов.The rotor shaft KVD-TVD can be made with a larger diameter and shorter than the combined shaft KND-TND, at least for the total axial length of the intermediate housing, the main combustion chamber and the high pressure pump and set with coaxial coverage of the latter with the possibility of independent rotation of these shafts.
Корпуса наружного и внутреннего контуров двигателя могут монтировать фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления, при этом в воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева ВНА КНД, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.Cases of the external and internal circuits of the engine can be mounted in fragments with the possibility of partial combination with the installation of air, electric, hydraulic systems and a control system, while in the air system there are allocated cooling subsystems for overheated units, as well as anti-icing heating VNA KND, pressurization subsystems for compressor rotors and turbines .
Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА могут сообщать с КВД каналом забора подогретого воздуха с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом указанного компрессора.The VNA anti-icing heating subsystem can be communicated with the HPC by the heated air intake channel with the possibility of taking the latter from the cavity located at least behind the seventh impeller of the specified compressor.
Поставленная задача в части газотурбинного двигателя решается тем, что газотурбинный двигатель, согласно изобретению, выполнен описанным выше способом.The problem in part of the gas turbine engine is solved by the fact that the gas turbine engine according to the invention is made as described above.
Технический результат, обеспечиваемый группой изобретений, связанных единым творческим замыслом, состоит в разработке способа серийного производства газотурбинного двигателя и совокупности модулей ГТД с обеспечиваемыми в изобретении параметрами выполненного заявляемым способом двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками, а именно, тягой и повышенной надежностью указанных характеристик ГТД, а также за счет более достоверного и корректного приведения экспериментально полученных параметров двигателя к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, а также в повышении репрезентативности результатов испытаний, проводимых на этапе промышленного производства, для полного диапазона полетных циклов в различных климатических условиях. Это достигают тем, что в соответствии с изобретением перед проведением испытаний создают математическую модель двигателя. Проводят испытания репрезентативного количества двигателей из партии серийно произведенных ГТД по разработанной программе и спектру режимов испытаний. По результатам испытаний корректируют математическую модель, посредством которой на базе последующих испытаний при конкретных температурах определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах. Приведение измеренных значений параметров конкретных испытаний к стандартным осуществляют посредством поправочных коэффициентов.The technical result provided by the group of inventions related by a single creative idea is to develop a method for the mass production of a gas turbine engine and a combination of gas turbine engine modules with the parameters provided by the invention of an engine with the improved operational characteristics, namely, traction and increased reliability of the specified gas turbine engine characteristics, and also due to a more reliable and correct reduction of experimentally obtained engine parameters to parameters, with Resp standard atmospheric conditions, but also in enhancing the representation of the test results carried out at the stage of industrial production, for the complete range of flight cycles in different climatic conditions. This is achieved by the fact that, in accordance with the invention, a mathematical model of the engine is created before testing. A representative number of engines from a batch of commercially produced gas turbine engines are tested according to a developed program and a range of test modes. According to the test results, the mathematical model is corrected, by which, based on subsequent tests at specific temperatures, the engine parameters are determined under standard atmospheric conditions and various temperatures. Bringing the measured values of the parameters of specific tests to standard is carried out by means of correction factors.
Технический результат, достигаемый изобретением, позволяет упростить последующие испытания, повысить корректность и расширить репрезентативность оценки важнейших характеристик, в первую очередь, тяги с корректным распространением репрезентативных оценок на широкий диапазон региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей.The technical result achieved by the invention allows to simplify subsequent tests, increase the correctness and expand the representativeness of the assessment of the most important characteristics, first of all, thrusts with the correct distribution of representative estimates to a wide range of regional and seasonal conditions for the subsequent flight operation of engines.
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 - входной направляющий аппарат КНД, вид сверху.figure 2 - input guide apparatus KND, top view.
Способом серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Затем собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора 1 низкого давления (КНД) до всережимного поворотного реактивного сопла.By the method of mass production of a gas turbine engine, parts are made and assembly units, elements and units of engine modules and systems are completed. Then assemble the modules in an amount of at least eight - from the
В процессе изготовления КНД 1 собирают статор, в котором устанавливают входной направляющий аппарат 2, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 3 и выходной спрямляющий аппарат 4. Также собирают ротор, включая вал 5, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес 6 с системой лопаток 7. При этом из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток 7 рабочих колес 6 и лопаток промежуточных направляющих аппаратов 3 формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала 8 проточной части КНД 1.In the process of manufacturing
Собирают, предпочтительно, помодульно двигатель. ТДР выполняют двухконтурным, двухвальным. При этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус 9, образующий газогенератор компрессор 10 высокого давления, а также основную камеру 11 сгорания и турбину 12 высокого давления. Компрессор 10 высокого давления включает статор, а также ротор с валом 13 и системой оснащенных лопатками 14 рабочих колес 15. Число рабочих колес 15 КВД 10 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 6 КНД 1. Перед промежуточным корпусом 9 устанавливают КНД 1, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину 16 низкого давления, смеситель 17, фронтовое устройство 18, форсажную камеру 19 сгорания и поворотное реактивное сопло. Поворотное реактивное сопло включает поворотное устройство 20, которое, предпочтительно, разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере 19 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 21, которое аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства 20 с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги.The engine is preferably assembled modularly. TDR perform double-circuit, two-shaft. In this case, an
В процессе изготовления КНД 1 входной направляющий аппарат 2 оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек 22. Радиальными стойками 22 соединяют наружное и внутреннее кольца 23 и 24 соответственно ВНА 2 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 25 двигателя на переднюю опору. Радиальные стойки 22 устанавливают равномерно распределение по кругу входного сечения ВНА 2, преимущественно, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад, и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком 26 ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА 2.In the process of manufacturing KND 1, the
После сборки производят испытания двигателя, по меньшей мере, на оценку влияния климатических условий (ВКУ) на изменение эксплуатационных характеристик серийного ГТД.After assembly, the engine is tested at least for assessing the influence of climatic conditions (VKU) on changing the operational characteristics of a serial gas turbine engine.
Для этого испытанию подвергают, не менее чем один, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять серийно произведенных экземпляров ГТД.For this purpose, at least one test is carried out for the representativeness of, preferably, three to five commercially available GTE specimens.
Испытания ГТД проводят на различных режимах. Параметры режимов адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. Производят замеры и осуществляют приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий.GTE tests are carried out in various modes. The parameters of the modes are adequate to the parameters of the flight modes in the range programmed for a specific series of engines. Measurements are made and the obtained parameter values are brought to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the flowing part of a gas turbine engine when atmospheric conditions change.
По результатам стендовых испытаний создают математическую модель ГТД и корректируют ее. Затем по математической модели определяют параметры ГТД и различных температур атмосферного воздуха из заданного рабочего диапазона температур стендовых испытаний с учетом принятой программы регулирования двигателя на максимальных и форсированных режимах. Фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний относят к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям осуществляют умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент, отражающий зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях ГТД.Based on the results of bench tests, they create a mathematical model of a gas turbine engine and correct it. Then, according to a mathematical model, the parameters of the gas turbine engine and various atmospheric air temperatures are determined from the given operating temperature range of bench tests, taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes. The actual values of the parameters at specific atmospheric air temperatures of each test mode are related to the values of the parameters under standard atmospheric conditions and correction factors are calculated for the measured parameters depending on the temperature of the atmospheric air. Bringing the measured parameters to standard atmospheric conditions is carried out by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor that reflects the dependence of the measured values of the parameters on the temperature of the atmospheric air recorded during specific tests of the gas turbine engine.
Ось вращения поворотного устройства 20 выполняют повернутой относительно горизонтальной оси 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.The rotation axis of the
При монтаже ось регулируемого реактивного сопла 21 выполняют отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).During installation, the axis of the
Промежуточный корпус 9 наделяют функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров 1, 10 и турбин 12, 16 с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КПД 1 и КВД 10, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры 27 и 28 соответственно. В наружном контуре 27 вокруг корпуса основной камеры 11 сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник 29. Над промежуточным корпусом 9 на внешнем корпусе 25 двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).The
Статор КВД 10 выполняют содержащим входной направляющий аппарат 30, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 31 и выходной спрямляющий аппарат 32.The stator of the
Входной направляющий аппарат 2 КНД 1 содержит предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 22, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. По меньшей мере, часть радиальных стоек 22 совмещают 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
В процессе монтажа, предпочтительно, разъемно объединяют КНД 1 с ТНД 16 по валу 5 ротора с возможностью передачи компрессору 1 крутящего момента от указанной турбины 16. КВД 10 аналогично объединяют с ТВД 12 с образованием общего вала 13 ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором 10 высокого давления от турбины 12 высокого давления.During the installation, it is preferable to detach the
При этом вал 5 ротора КВД-ТВД выполняют с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал 13 КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 9, основной камеры 11 сгорания и ТНД 16 и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов 5 и 13.The
Корпуса наружного и внутреннего контуров двигателя монтируют фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления. В воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева входного направляющего аппарата 2 КНД 1, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.Cases of the external and internal circuits of the engine are mounted in fragments with the possibility of partial combination with the installation of air, electric, hydraulic systems and control systems. In the air system, the cooling subsystems of the overheated units are distinguished, as well as the anti-icing heating of the
Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА 2 сообщают с КВД 10 каналом забора подогретого воздуха (на чертежах не показано) с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом 15 КВД 10.The
Газотурбинный двигатель выполнен описанным выше способом производства.The gas turbine engine is made by the production method described above.
Пример реализации испытания газотурбинного двигателя.An example of a gas turbine engine test.
На стадии серийного производства после сборки ТДР испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ГТД. При этом используют предварительно разработанную математическую модель двигателя. Испытания указанной группы ГТД проводят при температуре tBX=0°C, Ba=745 мм рт.ст.At the stage of mass production after the assembly of TDRs, a representative group of three to five gas turbine engines is subjected to tests. In this case, a previously developed mathematical model of the engine is used. Tests of this group of gas turbine engines are carried out at a temperature of t BX = 0 ° C, Ba = 745 mm Hg.
По результатам замеров и их статистического обобщения получают значения параметров: усилия тяги двигателя R=985 кгс и частоту вращения n=98,8%.According to the results of measurements and their statistical generalization, the following parameter values are obtained: engine thrust forces R = 985 kgf and rotation speed n = 98.8%.
Для последующей оценки результатов испытаний используют математическую модель двигателя, по которой проводят расчет параметров на различных режимах работы двигателя в диапазоне температур воздуха на входе в двигатель, в том числе и при tBX=+15°С. Результаты расчета представлены в Табл.1For the subsequent evaluation of the test results, a mathematical model of the engine is used, according to which the parameters are calculated at various engine operating modes in the range of air temperatures at the engine inlet, including at t BX = + 15 ° С. The calculation results are presented in Table 1
Сопоставляют полученные выше данные и вычисляют поправочные коэффициенты путем отношения значения параметра при tBX=+15°С к значениям параметра в заданном диапазоне температур на входе в двигатель (Табл.2)Compare the data obtained above and calculate the correction factors by ratio of the parameter value at t BX = + 15 ° С to the parameter values in a given temperature range at the engine inlet (Table 2)
Затем определяют параметры при стандартных атмосферных условиях (МСА)Then determine the parameters under standard atmospheric conditions (MSA)
nMCA=n×Kn=98,8×1,01=99,79%n MCA = n × Kn = 98.8 × 1.01 = 99.79%
и вносят полученные данные в сопроводительную документацию соответствующей группы ГТД.and enter the data into the accompanying documentation of the relevant group of gas turbine engines.
Используют полученные выше параметры ГТД для вычисления соответствующих параметров применительно к температурно-климатическим условиям конкретных районов эксплуатации двигателей в диапазоне рабочих температур наружного воздуха tBX=±50°С. Экстремальные для указанного диапазона температур значения параметров ГТД, полученные на основе результатов испытаний с использованием математической модели и данных при стандартных атмосферных условиях (МСА), представлены в Табл.3 и Табл.4.The parameters of the gas turbine engine obtained above are used to calculate the corresponding parameters as applied to the temperature and climatic conditions of specific engine operating areas in the range of operating outdoor temperatures t BX = ± 50 ° С. Extreme values of gas turbine engine parameters for the indicated temperature range, obtained on the basis of test results using a mathematical model and data under standard atmospheric conditions (MSA), are presented in Table 3 and Table 4.
Из табл.3 и табл.4 видно, что тяга в экстремальном диапазоне температур от (-50)°С до (+50)°С изменяется на одну треть при изменении оборотов на 4%.From table 3 and table 4 it is seen that the thrust in the extreme temperature range from (-50) ° C to (+50) ° C changes by one third with a change in speed of 4%.
Таким образом, изобретение позволяет повысить достоверность результатов испытаний газотурбинных двигателей с учетом принятых программ управления.Thus, the invention improves the reliability of the test results of gas turbine engines, taking into account the adopted control programs.
Изложенную выше последовательность испытания ГТД применяют для оценки изменения тяги для различных температурно-климатических условий и режимов работы двигателя на этапе серийного промышленного производства авиационных газотурбинных двигателей.The GTE test sequence described above is used to assess thrust changes for various temperature and climatic conditions and engine operating conditions at the stage of serial industrial production of aircraft gas turbine engines.
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149549/06A RU2551142C1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149549/06A RU2551142C1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2551142C1 true RU2551142C1 (en) | 2015-05-20 |
| RU2013149549A RU2013149549A (en) | 2015-05-20 |
Family
ID=53283624
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013149549/06A RU2551142C1 (en) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2551142C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2601400C1 (en) * | 2015-08-05 | 2016-11-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method of gas turbine engines mass production |
| RU172150U1 (en) * | 2016-08-19 | 2017-06-29 | Открытое акционерное общество (ОАО) "Турбонасос" | UNIVERSAL POSTER MODULAR GAS GENERATOR |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1151075A1 (en) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE |
| US7020595B1 (en) * | 1999-11-26 | 2006-03-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for model based diagnostics |
| GB2436366A (en) * | 2006-03-24 | 2007-09-26 | Rolls Royce Plc | Monitoring Gas Turbine Engines |
| RU68724U1 (en) * | 2007-09-11 | 2007-11-27 | Открытое акционерное общество "КБ Электроприбор" | ELECTRONIC DIGITAL MODEL OF A GAS-TURBINE ENGINE |
| EP1619489B1 (en) * | 2004-07-19 | 2008-03-19 | Techspace Aero | Test equipment for the development of an aircraft gas turbine engine |
| RU2406990C1 (en) * | 2009-03-26 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Procedure for operating gas turbine installation |
-
2013
- 2013-11-07 RU RU2013149549/06A patent/RU2551142C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1151075A1 (en) * | 1983-05-24 | 2004-08-10 | В.О. Боровик | METHOD OF TESTING A GAS TURBINE ENGINE |
| US7020595B1 (en) * | 1999-11-26 | 2006-03-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for model based diagnostics |
| EP1619489B1 (en) * | 2004-07-19 | 2008-03-19 | Techspace Aero | Test equipment for the development of an aircraft gas turbine engine |
| GB2436366A (en) * | 2006-03-24 | 2007-09-26 | Rolls Royce Plc | Monitoring Gas Turbine Engines |
| RU68724U1 (en) * | 2007-09-11 | 2007-11-27 | Открытое акционерное общество "КБ Электроприбор" | ELECTRONIC DIGITAL MODEL OF A GAS-TURBINE ENGINE |
| RU2406990C1 (en) * | 2009-03-26 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Procedure for operating gas turbine installation |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| CИРОТИН Н.Н. и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе САLS технологий, Книга 1, Москва, Наука, 2011, с.19-46, рис.1.24. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2601400C1 (en) * | 2015-08-05 | 2016-11-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method of gas turbine engines mass production |
| RU172150U1 (en) * | 2016-08-19 | 2017-06-29 | Открытое акционерное общество (ОАО) "Турбонасос" | UNIVERSAL POSTER MODULAR GAS GENERATOR |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013149549A (en) | 2015-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2551015C1 (en) | Method of operational development of experimental jet turbine engine | |
| RU2551142C1 (en) | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method | |
| RU2544410C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2551013C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2555940C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU142961U1 (en) | TURBOJET | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2544636C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2551003C1 (en) | Method of operational development of experimental gas-turbine engine | |
| RU144428U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2555931C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU144423U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2555935C2 (en) | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method | |
| RU2555942C2 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2544411C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU2544408C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| RU2545111C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2544639C1 (en) | Method of batch production of turbo-jet engine, and turbo-jet engine made by means of this method | |
| RU2551915C1 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU2555938C2 (en) | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method | |
| RU142811U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2555950C2 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2556058C2 (en) | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method | |
| RU2544409C1 (en) | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |