RU2551911C1

RU2551911C1 - Jet turbine engine

Info

Publication number: RU2551911C1
Application number: RU2013149465/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Артюхов; Дмитрий Юрьевич Еричев; Андрей Сергеевич Ефимов; Игорь Николаевич Иванов; Владимир Валентинович Кирюхин; Виктор Викторович Куприк; Андрей Ростиславович Котельников; Ирик Усманович Манапов; Евгений Ювенальевич Марчуков; Сергей Анатольевич Симонов; Николай Павлович Селиванов
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date: 2013-11-07
Filing date: 2013-11-07
Publication date: 2015-06-10
Also published as: RU2013149465A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to air-engine building, namely to air turbojets. The air turbojet is designed as double-circuit, two-shaft one and contains a jet nozzle attached to a rotary device with a possibility of execution jointly with a mobile element of the latter of rotations for change of the traction vector direction. The rotation axis of the rotary device with reference to the horizontal axis is turned to the minimum angle 30° clockwise for the right engine and to the minimum angle 30° counterclockwise for the left engine. After assembly the engine is tested for influence of climatic conditions at the main characteristics of the compressor operation. Tests are performed with measurements of engine parameters at various operating conditions within programmed range of flight modes for particular engine range to reference measured parameters to standard atmospheric conditions with due allowance for variation of working body properties and geometric characteristics of engine air-gas channel.

EFFECT: improvement of quality of operational characteristics of TJE due to implementation in the engine of set of main modules and assembly units with the technical solutions developed in the invention, parameters and at the expense of less energy and labour consuming obtaining and more correct reduction of experimentally received engine parameters to the parameters, corresponding to standard atmospheric conditions, and also in increase of representativeness of results of tests for the full range of flight cycles in various climatic conditions.

8 cl, 2 dwg, 4 tbl

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to aircraft turbojet engines.

Известен двухконтурный, двухвальный турбореактивный двигатель (ТРД), 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.41-46, рис.1.24).Known dual-circuit, twin-shaft turbojet engine (turbojet engine), 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 mentioned compressors, 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.Siro tin et al. Fundamentals of designing the production and operation of aviation gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow, Nauka publishing house, 2011, pp. 41-46, Fig. 1.24).

Известен турбореактивный 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 (Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. М., изд. Машиностроение, 1984, стр.17-120).A well-known turbojet engine, which is double-circuit, contains a housing supported by compressors and turbines, a cooled combustion chamber, a fuel and pump group, a jet nozzle, as well as a control system with command and executive bodies (Shulgin V.A., Gaysinsky S.Ya Double-circuit turbojet engines of low-noise aircraft. M., ed. Mashinostroenie, 1984, pp. 17-120).

Известен способ разработки и испытаний авиационных турбореактивных двигателей, заключающийся в измерении параметров по режимам работы двигателя и приведении их к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с., стр.136-137).There is a method for the development and testing of aircraft turbojet engines, which consists in measuring parameters according to engine operating conditions and bringing them to standard atmospheric conditions, taking into account changes in the properties of the working fluid and the geometric characteristics of the engine’s flow part when atmospheric conditions change (Yu.A. Litvinov, V.O. Borovik. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines. Moscow: Mechanical Engineering, 1979, 288 pp., Pp. 136-137).

Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа турбореактивных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 А1, опубл. 10.08.2004).A known method for the development and testing of aircraft engines such as turbojet, including the development of specified modes, parameter monitoring and evaluation 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).

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 турбореактивного 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 turbojet, which complicates the possibility of bringing the experimental test parameters to the parameters corresponding to the standard atmosphere.

Задача, решаемая изобретением, заключается в разработке совокупности технических решений ТРД, обеспечивающих улучшение тяги и повышение достоверности эксплуатационных характеристик для разных температурно-климатических условий различных регионов и режимов эксплуатации двигателя и в 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 problem solved by the invention is to develop a set of technical solutions for turbojet engines, which provide improved thrust and increase the reliability of operational characteristics for different temperature and climatic conditions of different regions and engine operating modes and to increase the representativeness of test results for the full range of these situations as applied to flight cycles of the engine in training and combat conditions in different regions and seasonal periods of operation.

Поставленная задача решается тем, что турбореактивный 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, имеющем 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 смонтированный двигатель проверен, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора, для чего конкретный или при необходимости статистически репрезентативное количество три-пять идентичных экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде на различных режимах, параметры которых адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей, в испытаниях выполнены замеры и приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части турбореактивного двигателя при изменении атмосферных условий, при этом по результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель турбореактивного двигателя, а затем по математической модели определены параметры турбореактивного двигателя 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 отнесены к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях и вычислены поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха, а приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям выполнено 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 турбореактивных двигателей.The problem is solved in that the turbojet engine, according to the invention, is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules, including a low-pressure compressor (LPC) with a stator having an input guide apparatus (VNA), no more than three intermediate guides and an output rectifier as well as 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, and the axis of rotation of the rotary device relative but the horizontal axis is rotated by an angle of not less than 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° clockwise (view in n.p.) for the right engine and by an angle of not less than 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° counterclockwise (NP view) 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 mounted engine was tested, at least at the stage of serial industrial production, on the influence of climatic conditions on the main characteristics of the compressor, for which a specific or, if necessary, statistically representative amount of three to five identical copies from a batch of mass-produced engines was tested on a stand in various modes, the parameters of which are adequate to the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines, in tests performed for Measures and bringing the obtained parameter values 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 turbojet engine with changing atmospheric conditions, the mathematical model of the turbojet engine was created and adjusted based on the results of bench tests, and then the parameters of the turbojet engine were determined from the mathematical model engine under standard atmospheric conditions and various temperatures of atmospheric air from a given of the operating temperature range of bench tests, taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes, the actual parameter values at specific atmospheric air temperatures of each test mode are assigned to the parameter values under standard atmospheric conditions and correction coefficients for the measured parameters are calculated depending on the ambient air temperature and the reduction of the measured parameters to standard atmospheric conditions is performed by multiplying The values of the coefficients taking into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and the correction factor reflecting the dependence of the measured values of the parameters on the temperature of the atmospheric air recorded in specific tests of turbojet engines.

При этом турбореактивный двигатель может быть 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.In this case, the turbojet engine can 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 controllable 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 КНД 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 LPC input guide apparatus 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 supply and removal oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the rotor of the low-pressure compressor.

Площадь фронтальной проекции входного проема F_вх.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 F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.Frontal projection area of the input aperture F _vh.pr. BHA 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 area of aerodynamic shading F _ST created by the frontal projection of the coke and radial struts, in (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle 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 ′).

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в обеспечении улучшенной тяги двигателя и повышенной надежности эксплуатационных характеристик турбореактивного двигателя за счет применения в двигателе совокупности основных модулей и сборочных единиц с разработанными в изобретении техническими решениями, параметрами и за счет более достоверного и корректного приведения экспериментально полученных параметров двигателя к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, а также в повышении репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона полетных циклов в различных климатических условиях. Это достигают тем, что в соответствии с изобретением перед проведением испытаний создают математическую модель двигателя, например, согласно книге Литвинова Ю.А. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, Москва, Машиностроение, 1979, с.90-91,106-107. Проводят испытания репрезентативного количества двигателей 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 given set of features consists in providing improved engine thrust and increased reliability of the turbojet engine operational characteristics due to the use of a combination of basic modules and assembly units in the engine with technical solutions, parameters developed in the invention and due to more reliable and correct reduction of experimentally obtained engine parameters to parameters corresponding to standard atmospheric conditions, as well as to yshenii representativeness of test results for the full range of flight cycles under 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, for example, according to the book of Litvinov, Yu.A. Characteristics and operational properties of aircraft turbojet engines, Moscow, Mechanical Engineering, 1979, p.90-91.106-107. A representative number of 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, выполняемой в соответствии с изобретением.The technical result achieved by the invention makes it possible to simplify subsequent tests, increase the correctness and expand the representativeness of the assessment of the most important characteristics, primarily thrust, with the correct distribution of representative estimates to a wide range of regional and seasonal conditions for the subsequent flight operation of engines performed in accordance with the invention.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг.1 изображен турбореактивный двигатель, продольный разрез;figure 1 shows a turbojet engine, a longitudinal section;

на фиг.2 - входной направляющий аппарат КНД, вид сверху.figure 2 - input guide apparatus KND, top view.

Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Турбореактивный двигатель содержит не менее восьми модулей, включая компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.The turbojet engine is double-circuit, twin-shaft. A turbojet engine contains at least eight modules, including a low pressure compressor 1, an intermediate housing 2, and a gas generator.

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 input guide device 3, no more than three intermediate guide devices 4 and an output straightener 5, and also with a rotor having a shaft 6 and a system of preferably four impellers 7 provided with blades 8.

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 high pressure compressor 9 with a stator, a main combustion chamber 10 and a high pressure turbine 11.

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 shaft 12 and a system of impellers 14 equipped with blades 13. Moreover, the number of impellers 14 of the KVD 9 is at least twice the number of impellers 7 of the KND 1.

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 low pressure turbine 15, a mixer 16, a frontal device 17, an afterburner 18 of combustion, and a rotary jet nozzle including a rotatable device 19 are fixedly, preferably detachably attached to the afterburner 18 of the combustion engine, and an adjustable jet nozzle 20 is attached to the rotary device 19 with the possibility of performing together with the movable element of the last turns to change the direction of the thrust vector. The axis of rotation of the rotary device 19 relative to the horizontal axis is rotated by an angle of at least 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° clockwise (view in the direction of flight) for the right engine and by an angle of at least 30 °, preferably by (32 ÷ 34) ° counterclockwise (view in the direction of flight) for the left engine.

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 main combustion chamber 10, an air-air heat exchanger 22 is assembled in an external circuit 21, assembled from at least sixty tubular block modules.

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 stators KND 1 and KVD 9 are each made in the form of longitudinally segmented units in an amount of at least two, united mainly on detachable joints with the possibility of disassembly for repair or replacement of parts of the corresponding module or assembly unit. In the form of similar longitudinal-segment blocks, nozzle apparatuses 23 of turbines 11 and 15, respectively, of high and low pressure, are made and combined on detachable joints.

Смонтированный двигатель проверен, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Для чего конкретный или при необходимости статистически репрезентативное количество три-пять идентичных экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде на различных режимах. Параметры режимов адекватны параметрам полетных режимов в диапазоне, запрограммированном для конкретной серии двигателей. В испытаниях выполнены замеры и приведение полученных значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части турбореактивного двигателя при изменении атмосферных условий.The mounted engine has been tested, at least at the stage of serial industrial production, on the influence of climatic conditions on the main characteristics of the compressor. Why a specific or, if necessary, statistically representative amount of three to five identical specimens from a batch of mass-produced engines are tested at the stand 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. In the tests, measurements were made and the obtained parameter values were brought to standard atmospheric conditions taking into account changes in the properties of the working fluid and geometric characteristics of the flow part of the turbojet engine with changing atmospheric conditions.

По результатам стендовых испытаний создана и скорректирована математическая модель турбореактивного двигателя. Затем по математической модели определены параметры турбореактивного двигателя 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. Фактические значения параметров при конкретных температурах атмосферного воздуха каждого режима испытаний отнесены к значениям параметров при стандартных атмосферных условиях. После чего вычислены поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от температуры атмосферного воздуха. Приведение измеренных параметров к стандартным атмосферным условиям выполнено умножением измеренных значений на коэффициенты, учитывающие отклонение атмосферного давления от стандартного, и на поправочный коэффициент. Поправочный коэффициент отражает зависимость измеренных значений параметров от температуры атмосферного воздуха, зарегистрированной при конкретных испытаниях турбореактивных двигателей.Based on the results of bench tests, a mathematical model of a turbojet engine was created and adjusted. Then, using a mathematical model, the parameters of a turbojet engine 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 program for regulating the engine at maximum and forced modes. The actual parameter values at specific atmospheric air temperatures of each test mode are assigned to the parameter values under standard atmospheric conditions. After that, correction factors to the measured parameters are calculated depending on the temperature of the air. Bringing the measured parameters to standard atmospheric conditions is done by multiplying the measured values by coefficients that take into account the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor. The correction factor reflects the dependence of the measured parameter values on the temperature of the air recorded during specific tests of turbojet engines.

Турбореактивный 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 turbojet 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 low pressure compressor 1 is integrated with the low pressure turbine 15 along the shaft 6 with the possibility of transmitting torque from the turbine 15. The high-pressure compressor 9 is combined with the high-pressure turbine 11 with the possibility of obtaining the latest torque from the turbine 11 through the autonomous shaft 12 of the HPH-HPH rotor, coaxially rotatably covering the shaft 6 of the KND-TND rotor for a length part and made shorter than the last, at least , on the total axial length of the intermediate casing 2, the basis of the combustion chamber 10 and the low pressure turbine 15.

Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 24, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 25 и выходной спрямляющий аппарат 26.The stator KVD 9 contains an input guide vane 24, no more than eight intermediate guide vanes 25 and an output rectifier 26.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 27, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.The input guiding apparatus 3 of the KND 1 is equipped with radial racks 27 consisting of a fixed and a controlled movable element, uniformly spaced in the plane of the input section with an angular frequency in the range (3.0 ÷ 4.0) units / rad.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 27. Длина радиальных стоек 27 ограничена наружным и внутренним кольцами 28 и 29 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 27 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 input guiding apparatus 3 of the KND 1 preferably comprises twenty-three radial struts 27. The length of the radial struts 27 is limited by the outer and inner rings 28 and 29, respectively, of the BHA. At least part of the radial struts 27 is combined with channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the possibility of supplying and discharging oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the KND 1 rotor.

Площадь фронтальной проекции входного проема F_вх.пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 30, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 28 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 29 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока 31 и радиальных стоек 27, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 28 ВНА в плоскости входного проема.Frontal projection area of the input aperture F _vh.pr. the input guide vane 3 KND 1, geometrically defining the cross section of the inlet mouth of the air intake channel 30, bounded at a larger radius by the inner contour of the outer ring 28 of the BHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring 29 of the BHA, made larger than the total aerodynamic shading area F _c created by the frontal projection Coca 31 and radial racks 27, (2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F _pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring 28 VNA in the plane of the inlet opening.

Ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси ТРД 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 turbojet engine down an angle that is in the neutral position of the engine (2 ° ÷ 3 ° 30 ′).

Пример реализации испытания турбореактивного двигателя.An example implementation of a turbojet engine test.

Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ТРД. При этом используют предварительно разработанную математическую модель двигателя. Испытания указанной группы ТРД проводят при температуре t_BX=0°C, Ва=745 мм рт.ст.A representative group of three to five turbojet engines is tested. In this case, a previously developed mathematical model of the engine is used. Tests of the indicated group of turbojet engines are carried out at a temperature 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 t_BX=+15°C. Результаты расчета представлены в Табл. 1.For 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 ° C. The calculation results are presented in Table. one.

Табл.1Table 1 t_BX, °C Температура на входе в ТРДt _BX , ° C Inlet temperature in turbojet engine -15-fifteen 00 +15+15 +30+30 R, кгс Усилие тягиR, kgf Traction force 10001000 980980 970970 950950 n, % частота вращенияn,% speed 9898 9999 100one hundred 100one hundred

Сопоставляют полученные выше данные и вычисляют поправочные коэффициенты путем отношения значения параметра при t_BX=+15°C к значениям параметра в заданном диапазоне температур на входе в двигатель (Табл.2).Compare the data obtained above and calculate the correction factors by the ratio of the parameter value at t _BX = + 15 ° C to the parameter values in a given temperature range at the engine inlet (Table 2).

Табл.2Table 2 t_BX, °Ct _BX , ° C -15-fifteen ±0± 0 +15+15 +30+30 K_R K _r 0,970.97 0,990.99 1one 1,0211,021 KnKn 1,021,02 1,011.01 1one 1one

Затем определяют параметры при стандартных атмосферных условиях (МСА)Then determine the parameters under standard atmospheric conditions (MSA)

$R_{M C A} = R \times K_{R} \times \frac{760}{B a} = 985 \times 0,99 \times \frac{760}{745} = 995 к г с$

,

R_{M C A} = R \times K_{R} \times \frac{760}{B a} = 985 \times 0.99 \times \frac{760}{745} = 995 to g from

,

n_МСА=n×Kn=98,8×1,01=99,79%n _ISA = n × Kn = 98.8 × 1.01 = 99.79%

и вносят полученные данные в сопроводительную документацию соответствующей группы ТРД.and enter the data into the accompanying documentation of the corresponding group of turbojet engines.

Используют полученные выше параметры ТРД для вычисления соответствующих параметров применительно к температурно-климатическим условиям конкретных районов эксплуатации двигателей в диапазоне рабочих температур наружного воздуха t_BX=±50°C. Экстремальные для указанного диапазона температур значения параметров ТРД, полученные на основе результатов испытаний с использованием математической модели и данных при стандартных атмосферных условиях (МСА), представлены в Табл.3 и Табл. 4.The turbojet engine parameters 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 ° C. The extreme values of the turbojet engine parameters for the indicated temperature range, obtained on the basis of the test results using the mathematical model and data under standard atmospheric conditions (MSA), are presented in Table 3 and Table. four.

Табл. 3Tab. 3 t_BX, °C Температура на входе в ТРДt _BX , ° C Inlet temperature in turbojet engine -50-fifty -15-fifteen 00 +15+15 +20+20 +50+50 R, кгс Усилие от тягиR, kgf Thrust force 12001200 10001000 980980 970970 950950 900900 n, % частота вращенияn,% speed 9696 9898 9999 100one hundred 100one hundred 100one hundred

Табл. 4Tab. four t_BX, °Ct _BX , ° C -50-fifty -15-fifteen 00 +15+15 +20+20 +50+50 K_R K _r 0,810.81 0,970.97 0,990.99 1one 1,0211,021 1,0781,078 KnKn 1,0421,042 1,021,02 1,011.01 1one 1one 1one

Из табл.3 и Табл. 4 видно, что тяга в экстремальном диапазоне температур от (-50)°C до (+50)°C изменяется на одну треть при изменении оборотов на 4%.From table 3 and table. Figure 4 shows 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 турбореактивных двигателей с учетом принятых программ управления.Thus, the invention improves the reliability of the test results of turbojet engines, taking into account the adopted control programs.

Изложенную выше последовательность испытания ТРД применяют для оценки изменения тяги для различных температурно-климатических условий и режимов работы двигателя, при необходимости на любых этапах от разработки и доводки до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных двигателей.The foregoing test sequence of a turbojet engine is used to assess thrust changes for various temperature and climatic conditions and engine operating modes, if necessary at any stages from development and development to industrial production, operation and overhaul of aircraft engines.

Claims

1. A turbojet engine, characterized in that it is double-circuit, twin-shaft and contains at least eight modules, including 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 with a rotor having a shaft and a system of four impellers endowed with blades; 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, an afterburner, and a rotary jet nozzle including a rotary device fixedly detachably attached to the afterburner, and an adjustable jet nozzle attached to the rotary device with the possibility of performing together with a movable element of the last turns to change the direction of the thrust vector, and the axis of rotation of the rotary device is relatively horizontal axis is rotated by an angle of not less than 30 °, clockwise to the right engine and at an angle of not less than 30 ° counterclockwise to 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, connected to 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 on detachable connections nozzle apparatuses of turbines TND and TVD; moreover, the mounted engine was tested at the stage of serial industrial production on the influence of climatic conditions on the main characteristics of the compressor, for which a specific or statistically representative number of three to five identical copies from a batch of mass-produced engines were tested on a stand in various modes, the parameters of which are adequate to the parameters of flight modes in the range programmed for a specific series of engines, measurements were made in the tests and the values obtained were brought 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 a turbojet engine with changing atmospheric conditions, and using the results of bench tests, a mathematical model of a turbojet engine was created and adjusted, and then the parameters of a turbojet engine under standard atmospheric conditions were determined from a mathematical model conditions and different temperatures of atmospheric air from a given working range of wall temperatures new tests, taking into account the adopted engine control program at maximum and forced modes, and the actual parameter values at specific atmospheric temperatures of each test mode are assigned to the parameter values under standard atmospheric conditions and correction coefficients for the measured parameters are calculated depending on the temperature of the air, and measured parameters to standard atmospheric conditions is performed by multiplying the measured values by the coefficients reading the deviation of atmospheric pressure from the standard, and by a correction factor, reflecting the dependence of the measured values of the parameters on the temperature of the atmospheric air recorded in specific tests of turbojet engines.

2. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that it 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.

3. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that the low-pressure turbine is integrated with the high-pressure turbine on a shaft with the possibility of transmitting torque from the specified turbine, and the high-pressure turbine is combined with a high-pressure turbine with the possibility of receiving the latest torque from the high-pressure turbine through the autonomous shaft of the high-pressure turbine , coaxially rotatably enclosing the rotor shaft of the KND-TND in part length and made shorter than the latter, at least by the total axial length of the intermediate casing, the base of the combustion chamber and low pressure turbine.

4. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that the stator of the HPC contains an input guide vane, no more than eight intermediate guides and an output rectifier.

5. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that the inlet guide apparatus of the low-pressure compressor is equipped with radial struts consisting of fixed and controllable movable elements, uniformly spaced in the plane of the inlet section with an angular frequency in the range (3.0 ÷ 4.0) u / glad

6. The turbojet engine according to claim 5, characterized in that the KND input guide apparatus contains twenty-three radial racks, the length of which is limited by the outer and inner rings of the VNA, while some of the radial racks are combined with the channels of the oil system located in the stationary elements of the racks, with the ability to supply and drain oil, as well as venting the oil and pre-oil cavities of the front support of the rotor of the low-pressure compressor.

7. The turbojet engine according to claim 5, characterized in that the frontal projection area of the input aperture F _int. 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 VHA, and at a smaller radius by the contour of the inner ring of the VNA, which is larger than the total area of aerodynamic shading F _c created by the frontal projection of the coke and radial struts, in ( 2.54 ÷ 2.72) times and is (0.67 ÷ 0.77) of the total area of the circle F _pln. bounded by the radius of the inner contour of the outer ring of the BHA in the plane of the inlet opening.

8. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that 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 ′).