Газотурбинный двигатель

Авторы патента:


 

Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно, к авиационным газотурбинным двигателям и стенду для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость. ГДТ выполнен двухконтурным, двухвальным. ГТД содержит не менее восьми модулей, в состав которых входят компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, наделенным функцией силового узла двигателя, основная камера сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажная камеру сгорания и поворотное реактивное сопло. Реактивное сопло включает поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги. Ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30° по часовой стрелке для правого двигателя и на угол не менее 30° против часовой стрелки для левого двигателя. Ось реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3° 30'). Стенд для испытания ГТД на ГДУ наделен входным аэродинамическим устройством, которое снабжено выдвижным, дистанционно управляемым интерцептором, что значительно сокращает трудо- и энергоемкость при одновременном повышении качества и надежности определения запасов ГДУ двигателя. Предлагаемый ГТД проверен на ГДУ работы компрессора на указанном стенде в заданном диапазоне режимов необходимых для работы двигателя на высокоманевренных самолетах.

Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Технический результат обеспечивает повышение величины и возможности варьирования тяги в пределах ГДУ работы двигателя, а также объемности и надежности статически достоверных данных о допустимых границах частотных режимов вращения ротора компрессора с одновременным упрощением технологии и сокращением трудо- и энергоемкости процесса испытания. 4 н.п. ф-лы, 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно, к авиационным газотурбинным двигателям, стендам для испытания газотурбинных двигателей на газодинамическую устойчивость, входным аэродинамическим устройствам стендов для испытания газотурбинных двигателей на газодинамическую устойчивость, интерцепторам входных аэродинамических устройств стендов для испытания газотурбинных двигателя на газодинамическую устойчивость.

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.41-46, рис.1.24).

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. М. Машиностроение 1989. с.12-88).

Известны разработка и испытание авиационных двигателей типа газотурбинных. Испытание включает 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).

Известно испытание газотурбинного двигателя, заключающееся в создании на входе в двигатель неравномерности потока воздуха путем установления сеток во входном канале для определения границы устойчивой работы компрессора. Для введения компрессора двигателя в помпаж требуется набор сеток, которые устанавливаются во входной канал поочередно плавно увеличивая неравномерность, что приводит к увеличению количества запусков и времени для установки сеток во входной канал (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с, стр.13-15).

Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, который дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником-охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Регулируемый интерцептор установлен на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора (RU 2199727 С1, 27.12.2004).

Недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний, выполняемых известными способами, и, как следствие, недостаточно высокая надежность оценки важнейших параметров двигателя в широком диапазоне режимов и условий эксплуатации. Наиболее существенным из указанных недостатков является необходимость многократного останова двигателя в процессе испытаний и многократной замены интерцепторов с различной аэродинамической прозрачностью, создающих ту или иную степень аэродинамических помех и снижения или увеличения потока воздуха, поступающего в испытуемый двигатель. Известная технология испытаний приводит к необходимости многократных запусков двигателя в процессе испытания и связана с пережогом топлива и непроизводительными затратами времени и труда испытателей.

Задача данной группы полезных моделей, объединенных единым творческим замыслом, заключается в разработке газотурбинного двигателя, совокупность технических решений которого обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик и возможность оптимального регулирования допустимой тяги в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора ГТД без вхождения двигателя в помпаж, а также в разработке стенда, входного аэродинамического устройства и интерцептора для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги со снижением при этом трудо- и энергоемкости испытаний.

Поставленная задача в части газотурбинного двигателя решается тем, что газотурбинный двигатель, согласно полезной модели, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющем 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 для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки для левого двигателя, при этом ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3° 30'); кроме того двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, установленную над промежуточным корпусом, а промежуточный корпус наделен функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и установлен между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока наружного и внутреннего контуров, причем в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.

При этом 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, кроме того в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД.

КНД 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, основной камеры сгорания и турбины низкого давления;

Статор КВД может содержать входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.

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 в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления может содержать, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, длина которых ограничена наружным и внутренним кольцами ВНА, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора компрессора низкого давления.

Площадь фронтальной проекции входного проема Fвx. пр. ВНА КНД, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца ВНА, может быть выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн. , ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.

Поставленная задача в части стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость решается тем, что для экспериментальной проверки газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора, согласно полезной модели, стенд содержит входное аэродинамическое устройство, снабженное установленным с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока и дистанционного управления выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.

Поставленная задача в части входного аэродинамического устройства, стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость решается тем, что согласно полезной модели входное аэродинамическое устройство установлено на стенде с возможностью подачи воздушного потока в испытуемый ГТД и снабжено размещенным в нем с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока и дистанционного управления выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.

Поставленная задача в части интерцептора входного аэродинамического устройства стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора решается тем, что согласно полезной модели интерцептор выполнен выдвижным с возможностью дистанционного управления и установлен во входном аэродинамическом устройстве с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока, при этом снабжен отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков группы полезных моделей, объединенных единым творческим замыслом, состоит в разработке ГТД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора. Это достигается за счет применения в разработанном газотурбинном двигателе модулей и узлов, предлагаемая совокупность технических решений которых обеспечивает общее увеличение тяги, расширение диапазона уверенного маневрирования в полетных условиях при снижении риска перехода в помпаж за счет более точного определения экспериментально выверенных границ диапазона газодинамической устойчивости компрессора посредством разработанных в группе полезных моделей стенда с входном аэродинамическом устройством и интерцептором для испытания ГДТ на газодинамическую устойчивость.

Сущность полезной модели поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез;

на фиг.2 - входной направляющий аппарат компрессора низкого

давления, вид сверху;

на фиг.3 - входное устройство аэродинамической установки для

испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;

на фиг.4 - разрез по А-А на фиг.3, где Ни - высота интерцептора, D кан - диаметр канала входного устройства.

Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Газотурбинный двигатель содержит не менее восьми модулей, в состав которых входят компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.

КНД 1 выполнен со статором, имеющем входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5, а также с ротором, имеющем вал 6 и систему предпочтительно, четырех рабочих колес 7, наделенных лопатками 8.

Газогенератор содержит сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления со статором, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.

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.

За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 15 низкого давления, смеситель 16, фронтовое устройство 17, форсажная камера 18 сгорания и поворотное реактивное сопло. Реактивное сопло включает 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.

Ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30').

Также двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано), установленную над промежуточным корпусом 2. Промежуточный корпус 2 наделен функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и установлен между КНД 1 и КВД 9, разделяя поступающий из КНД 1 воздух на два потока наружного и внутреннего контуров 21 и 22 соответственно. В наружном контуре 21 вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменник 23, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.

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 24 турбин 11 и 15 соответственно высокого и низкого давления.

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.

Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 25, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 26 и выходной спрямляющий аппарат 27.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками 28, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 28. Длина радиальных стоек 28 ограничена наружным и внутренним кольцами 29 и 30 соответственно ВНА. По меньшей мере, часть радиальных стоек 28 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.

Площадь фронтальной проекции входного проема Fвx. пр. входного направляющего аппарата 3 КНД 1, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 31, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 29 ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца 30 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока 32 и радиальных стоек 28, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 29 ВНА в плоскости входного проема.

Двигатель проверен на газодинамическую устойчивость работы компрессора на стенде для испытания ГТД.

Стенд для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора содержит входное аэродинамическое устройство 33, снабженное выдвижным интерцептором 34. Интерцептор 34 установлен с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока, и выполнен, преимущественно, дистанционно управляемым с отградуированной шкалой положений интерцептора. Шкала имеет фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Шкала положений интерцептора 34 выполнена с обеспечением возможности испытаний двигателя на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.

Входное аэродинамическое устройство 33 испытательного стенда для экспериментальной проверки газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора установлено на стенде с возможностью подачи воздушного потока в испытуемый ГТД. Входное аэродинамическое устройство 33 снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 34 с отградуированной шкалой положений интерцептора. Шкала имеет фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполнена с обеспечением возможности испытаний двигателя на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.

Интерцептор 34 входного аэродинамического устройства 33 стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора выполнен выдвижным. Преимущественно, дистанционно управляемым. Интерцептор 34 установлен во входном аэродинамическом устройстве 34 с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока. Интерцептор 34 снабжен отградуированной шкалой положений интерцептора. Шкала имеет фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполнена с обеспечением возможности испытаний двигателя на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.

При испытаниях ГТД на указанном стенде экспериментально подтверждена область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

Пример реализации испытания газотурбинного двигателя на ГДУ на стенде с входным аэродинамическим устройством и интерцептором.

На стадии разработки испытанию подвергают двухконтурный ГТД с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.

Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 33 через фланец 35. Устройство 33 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 34, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 34 выполнен с возможностью создания неравномерности и регулирования количества поступающего в двигатель воздуха в интервале от 0 до 100% путем нулевого, промежуточного или полного перекрытия площади рабочего сечения входного аэродинамического устройства 33. Для этого интерцептор 34 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 36 с гидроцилиндром 37, и шкалой выдвижения интерцептора 34, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.

Выводят испытуемый ГТД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05 Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 34 в сечение воздушного потока с шагом (1-5)% от площади указанного сечения, доводя до признаков появления помпажа. В результате данного этапа испытания определяют граничное значение частоты вращения ротора с минимальным запасом газодинамической устойчивости, составляющее 0,8 Макс при выдвижении интерцептора 34 на 73%.

Затем путем обратного перемещения интерцептора 34 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости устанавливают, что при смещении интерцептора 34 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.

Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 34 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.

Предложенный турбореактивный двигатель содержит совокупность основных модулей, узлов и сборочных единиц, выполненных с возможностью регулирования подачи воздуха без введения двигатель в помпаж, которые проверены посредством предложенного сочетания устройств для испытаний ТРД на газодинамическую устойчивость компрессора с упрощенной технологией и сокращением трудо- и энергоемкости испытаний. Предложенная совокупность технических решений построена на применении выдвижного интерцептора с регулированием подачи воздуха без останова процесса испытания, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Выдвижной интерцептор обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступления воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Такая технология испытания ТРД обеспечивает возможность надежного определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости. Применение предлагаемой группы полезных моделей открывает возможность обеспечить работу ТРД в допустимом диапазоне ГДУ на новом, более высоком уровне надежности и эксплуатации с лучшим качеством.

1. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками, предпочтительно, четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги, причем ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30°, предпочтительно на (32÷34)°, по часовой стрелке для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно на (32÷34)°, против часовой стрелки для левого двигателя, при этом ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3° 30'); кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, установленную над промежуточным корпусом, а промежуточный корпус наделен функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и установлен между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока наружного и внутреннего контуров, причем в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что 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, кроме того в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД.

3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что КНД 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, основной камеры сгорания и турбины низкого давления;

4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что статор КВД содержит входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.

5. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат компрессора низкого давления снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед./рад.

6. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат компрессора низкого давления содержит, 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.

7. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что площадь фронтальной проекции входного проема Рвх. 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, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fплн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.

8. Стенд для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, характеризующийся тем, что стенд содержит входное аэродинамическое устройство, снабженное установленным с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока и дистанционного управления выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.

9. Входное аэродинамическое устройство стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора, характеризующееся тем, что установлено на стенде с возможностью подачи воздушного потока в испытуемый ГТД и снабжено размещенным в нем с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока и дистанционного управления выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.

10. Интерцептор входного аэродинамического устройства стенда для испытания газотурбинного двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора, характеризующийся тем, что выполнен выдвижным с возможностью дистанционного управления и установлен во входном аэродинамическом устройстве с возможностью регулируемого пересечения воздушного потока, при этом снабжен отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую испытуемый двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и выполненной с обеспечением возможности испытаний двигателя на режимах, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы в полетных условиях.



 

Похожие патенты:
Наверх