Результат интеллектуальной деятельности: ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ). СПОСОБ ПРОИЗВОДСТВА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ. СПОСОБ ДОВОДКИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ. СПОСОБ ПРОМЫШЛЕННОГО ПРОИЗВОДСТВА ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ. СПОСОБ ЭКСПЛУАТАЦИИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа газотурбинных, к способам их опытного производства, испытания и доводки, а также промышленного производства и эксплуатации.

Известен газотурбинный двигатель, выполненный двухконтурным, содержит корпус с размещенным в нем турбокомпрессорным блоком, включающим компрессоры и турбины высокого и низкого давления, по меньшей мере, одну основную камеру сгорания, реактивное сопло, системы подачи воздуха и воздушного охлаждения, гидравлические топливную и масляную системы, а также системы мониторинга и управления работой двигателя (Клячкин А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969, стр.296-396).

Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей, заключающийся в измерении параметров по режимам работы двигателя и приведении их к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий (Ю.А.Литвинов, В.О.Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, стр.136-137).

Известен способ разработки и испытаний авиационных двигателей типа газотурбинных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 А1, опубл. 10.08.2004).

Известен способ промышленного производства авиационных двигателей типа газотурбинных, включающий изготовление и заводскую сборку силовых, контролирующих, командных и исполнительных агрегатов, блоков и систем двигателя, включая компрессоры, турбины, камеры сгорания, воздушную, топливную и масляную системы и систему управления двигателем (Богуслаев В.А., Качан А.Я., Долматов А.И., Мозговой В.Ф., Кореневский Е.Я. Технология производства авиационных двигателей. Запорожье: Мотор Сич, 2009 [учеб.]; 4.4 Сборка авиационных двигателей. Раздел 3, с.26-61).

Известен способ эксплуатации авиационных двигателей, включающий операции подготовки к работе, периодическое включение, работу двигателя, периодическое обслуживание, текущие и капитальный ремонты (Ю.А.Литвинов, В.О.Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, с.288).

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 изобретения заключается в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания авиационных двигателей при повышении надежности определения статистических данных о допустимых границах частотных режимов вращения с обеспечением газодинамической устойчивости авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) на всех этапах от разработки и доводки до серийного промышленного производства и эксплуатации по различным программам, а также данных о допустимых диапазонах частотных режимов вращения компрессоров и турбин, обеспечивающих газодинамическую устойчивость, исключая помпаж.

Поставленная задача в части способа испытания газотурбинного двигателя решается тем, что испытания двигателя, согласно изобретению, производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство и создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель, для чего вводят во входное устройство регулируемо пересекающий воздушный поток, предпочтительно, дистанционно управляемый выдвижной интерцептор, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова и в дальнейшем используют экспериментально найденную фиксированную точку критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей, при этом интерцептор не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.

При этом испытания с доведением двигателя до помпажа для обеспечения репрезентативности результатов могут производить повторно не менее трех, преимущественно, пяти раз и на базе статистически достоверного обобщения многократных результатов градуируют шкалу выдвижений интерцептора, которую в последующих испытаниях используют для задания положений интерцептора, соответствующих заданным режимам испытаний с различными уровнями неравномерностей и снижения поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения с возможностью более надежного вероятностного определения границ устойчивой работы двигателя и приближения к помпажу.

Могут испытывать газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, один компрессор.

Поставленная задача в части второго варианта способа испытания газотурбинного двигателя решается тем, что испытания двигателя, согласно изобретению, производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство и создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель, для чего вводят во входное устройство регулируемо пересекающий воздушный поток выдвижной интерцептор, предпочтительно, дистанционно управляемый, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова; градуируют шкалу положений интерцептора, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения, затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности, которые задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора в положения, соответствующие определенной неравномерности потока, и при положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

При этом после определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора в аэродинамическом потоке, в дальнейшем могут применять указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя, при этом интерцептор также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.

При выполнении повторных статистических испытаний или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя могут производить на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.

Поставленная задача в части третьего варианта способа испытания газотурбинного двигателя решается тем, что испытания, согласно изобретению, выполняют в процессе доводки двигателя, для чего испытывают подвергаемый доводке двигатель на стенде с подводом воздушного потока через входное устройство, в которое вводят регулируемо пересекающий воздушный поток дистанционно управляемый выдвижной интерцептор с отградуированной шкалой промежуточных и критического положений, создавая на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель; последовательно выполняют предусмотренные регламентом режимы работы двигателя, в том числе с выходом на предпомпажный режим с запасом 2-5% устойчивости, и по результатам испытаний на различных режимах устанавливают область допустимой устойчивой работы двигателя, исключающей переход в помпаж.

Поставленная задача в части способа производства газотурбинного двигателя решается тем, что, согласно изобретению, проектируют двигатель или осуществляют необходимые изменения под заданные параметры в ранее разработанный двигатель, изготавливают опытные образцы и производят испытания на соответствие заданным параметрам двигателя любым из приведенных выше способов испытания, проводят доводку, устраняя выявленные недостатки и несоответствия заданным параметрам, и проводят испытания на определение газодинамической устойчивости работы двигателя, по завершении программы испытаний анализируют полученные результаты, устраняют выявленные недостатки, при необходимости вносят изменения в конструкцию или в отдельные узлы двигателя и считают опытный образец выполненным и соответствующим заданной программе.

Поставленная задача в части газотурбинного двигателя решается тем, что двигатель, согласно изобретению, выполнен многовальным, содержит корпус с размещенными в нем компрессорами и турбинами высокого и низкого давления, по меньшей мере, основной камерой сгорания, реактивным соплом, кроме того, двигатель включает воздушную и гидравлические топливную и масляную системы, а также системы текущего мониторинга работы всех агрегатов двигателя, систему управления, включающую блоки сбора, оперативной обработки текущей рабочей информации с выдачей команд, органы управления и подчиненно связанные с ними исполнительные блоки перечисленных систем, при этом двигатель испытан любым из приведенных выше способов испытания, в том числе способом испытания в процессе доводки.

При этом газотурбинный двигатель может быть выполнен двухвальным и снабжен форсажной камерой сгорания.

Гидравлическая масляная система двигателя может быть оснащена двумя насосными группами, разводками маслопровода и форсунками, подающими смазочную жидкость к трущимся узлам, в том числе с возможностью обеспечения бесперебойного снабжения узлов смазочной жидкостью в режимах перевернутого полета летательного аппарата и соответствующего положения двигателя.

Поставленная задача в части способа доводки газотурбинного двигателя, предусматривающего при необходимости выполнение операций доводки корпуса, силовых агрегатов двигателя, воздушной, а также топливной и масляной гидравлических систем, других агрегатов и узлов, включая мониторинговые командные и исполнительные элементы, блоки и системы, решается тем, что, согласно изобретению, включает проведение доводочных испытаний, анализ и устранение выявленных конструктивных и технологических недостатков и, по меньшей мере, подготовку двигателя к передаче в опытно-промышленное или серийное производство, при этом в состав испытаний вводят расширенную отработку газодинамической устойчивости работы двигателя путем варьирования неравномерности потока и количественного уменьшения подачи воздуха в двигатель на различных режимах с доведением в каждом из них до перехода устойчивой работы в помпаж без останова двигателя, причем указанные испытания проводят любым из приведенных выше способов испытания, в том числе способом испытания в процессе доводки.

Поставленная задача в части способа испытания газотурбинного двигателя решается тем, что испытания двигателя, согласно изобретению, выполняют в процессе промышленного производства, выбирая один из партии двигателей, и подвергают его испытаниям на стенде на определение границ газодинамической устойчивости, при этом испытания выполняют на стенде, входное устройство которого снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке воздуха, подаваемого в двигатель, и фиксированной практически критической точкой, отделяющей двигатель от перехода в помпаж на 2-5%; повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы двигателя в полетных условиях; экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

Поставленная задача в части способа промышленного производства газотурбинного двигателя решается тем, что, согласно изобретению, осуществляют заводскую сборку каждого двигателя, при этом монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессоры, турбины, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также топливную и масляную гидравлические системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы, и производят стендовые испытания изложенным выше способом испытания промышленно собранного серийного двигателя, в составе которых производят определение границ газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя.

Поставленная задача в части способа эксплуатации газотурбинного двигателя решается тем, что, согласно изобретению, перед каждым запуском выполняют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически производят профилактические осмотры и текущие, а также, по меньшей мере, один капитальный ремонты, при этом после капитального ремонта двигатель подвергают стендовым испытаниям, при необходимости производят послеремонтную доводку и выполняют испытания любым из приведенных выше способов испытания на проверку газодинамической устойчивости до появления признаков помпажа.

Технический результат, обеспечиваемый разработанной совокупностью объектов и признаков группы изобретений, состоит в упрощении технологии и сокращении трудо- и энергоемкости процесса испытания авиационных двигателей на определение газодинамической устойчивости на всех этапах от разработки и доводки до серийного промышленного производства и эксплуатации ГТД по различным программам. При этом группой изобретений обеспечивается повышение объемности и надежности статически достоверных данных о допустимых границах частотных режимов вращения ротора с обеспечением газодинамической устойчивости двигателей. Это достигается за счет разработанной в изобретении конструктивной системы выдвижного интерцептора с регулируемым электроприводом, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Разработанная конструкция интерцептора обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступлений воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Предлагаемая технология обеспечивает возможность определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости (ГДУ). Отделяющий двигатель от срыва в помпаж запас ГДУ составляет 2-5% от общего диапазона оборотов ротора в области ГДУ. Применение изобретения открывает возможности проведения испытаний на ГДУ на новом, более высоком уровне и с лучшим качеством испытаний.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображено входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;

на фиг.2 - разрез по А-А на фиг.1, где Н_и - высота интерцептора, D_кан - диаметр канала входного устройства.

В способе испытания газотурбинного двигателя испытания производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство 1. Одновременно создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель. Для этого вводят во входное устройство 1 регулируемо пересекающий воздушный поток, предпочтительно, дистанционно управляемый выдвижной интерцептор 2. Доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова. В дальнейшем используют экспериментально найденную фиксированную точку критического положения интерцептора 2 для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей. Интерцептор 2 не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.

Испытания с доведением двигателя до помпажа для обеспечения репрезентативности результатов производят повторно, не менее трех, преимущественно, пяти раз. На базе статистически достоверного обобщения многократных результатов градуируют шкалу выдвижений интерцептора 2. Эту шкалу в последующих испытаниях используют для задания положений интерцептора 2, соответствующих заданным режимам испытаний с различными уровнями неравномерностей и снижения поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения с возможностью более надежного вероятностного определения границ устойчивой работы двигателя и приближения к помпажу.

Испытывают газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, один компрессор.

Во втором варианте способа испытания газотурбинного двигателя испытания двигателя производят на стенде с подводом к двигателю воздушного потока через входное устройство 1. Создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель. Для этого вводят во входное устройство 1 регулируемо пересекающий воздушный поток выдвижной интерцептор 2, предпочтительно, дистанционно управляемый. Доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова. Градуируют шкалу положений интерцептора 2, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения. Затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности. Эти неравномерности задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора 2 в положения, соответствующие определенной неравномерности потока. При положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты». Определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

После определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора 2 в аэродинамическом потоке, в дальнейшем применяют указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора 2 для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя. Интерцептор также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.

При выполнении повторных статистических испытаний или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя производят на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.

По третьему варианту способа испытания газотурбинного двигателя испытания выполняют в процессе доводки двигателя. Для этого испытывают подвергаемый доводке двигатель на стенде с подводом воздушного потока через входное устройство 1, в которое вводят регулируемо пересекающий воздушный поток дистанционно управляемый выдвижной интерцептор 2 с отградуированной шкалой промежуточных и критического положений. Создают на входе неравномерность потока, затрудняющую подачу воздуха в двигатель. Последовательно выполняют предусмотренные регламентом режимы работы двигателя, в том числе с выходом на предпомпажный режим с запасом 2-5% устойчивости. По результатам испытаний на различных режимах устанавливают область допустимой устойчивой работы двигателя, исключающей переход в помпаж.

В способе производства газотурбинного двигателя проектируют двигатель или осуществляют необходимые изменения под заданные параметры в ранее разработанный двигатель. Изготавливают опытные образцы. Производят испытания на соответствие заданным параметрам двигателя любым из приведенных выше способов испытания. Проводят доводку. Устраняют выявленные недостатки и несоответствия заданным параметрам и проводят испытания на определение газодинамической устойчивости работы двигателя. По завершении программы испытаний анализируют полученные результаты, устраняют выявленные недостатки. При необходимости вносят изменения в конструкцию или в отдельные узлы двигателя и считают опытный образец выполненным и соответствующим заданной программе.

Газотурбинный двигатель выполнен многовальным. Двигатель содержит корпус с размещенными в нем компрессорами и турбинами высокого и низкого давления, по меньшей мере, основной камерой сгорания, реактивным соплом. Двигатель включает воздушную и гидравлические топливную и масляную системы, а также системы текущего мониторинга работы всех агрегатов двигателя, систему управления, включающую блоки сбора, оперативной обработки текущей рабочей информации с выдачей команд, органы управления и подчиненно связанные с ними исполнительные блоки перечисленных систем. При этом двигатель испытан любым из приведенных выше способов испытания, в том числе способом испытания в процессе доводки.

Газотурбинный двигатель выполнен двухвальным и снабжен форсажной камерой сгорания.

Гидравлическая масляная система двигателя оснащена двумя насосными группами, разводками маслопровода и форсунками, подающими смазочную жидкость к трущимся узлам, в том числе с возможностью обеспечения бесперебойного снабжения узлов смазочной жидкостью в режимах перевернутого полета летательного аппарата и соответствующего положения двигателя.

Способ доводки газотурбинного двигателя, предусматривающий при необходимости выполнение операций доводки корпуса, силовых агрегатов двигателя, воздушной, а также топливной и масляной гидравлических систем, других агрегатов и узлов, включая мониторинговые командные и исполнительные элементы, блоки и системы, включает проведение доводочных испытаний, анализ и устранение выявленных конструктивных и технологических недостатков и, по меньшей мере, подготовку двигателя к передаче в опытно-промышленное или серийное производство. В состав испытаний вводят расширенную отработку газодинамической устойчивости работы двигателя. Испытания осуществляют на стенде путем варьирования неравномерности потока и количественного уменьшения подачи воздуха в двигатель на различных режимах с доведением в каждом из них до перехода устойчивой работы в помпаж без останова двигателя. Указанные испытания проводят любым из изложенных выше способов испытания, в том числе способом испытания в процессе доводки.

По четвертому варианту способа испытания газотурбинного двигателя испытания двигателя выполняют в процессе промышленного производства. При этом выбирают один из партии двигателей и подвергают его испытаниям на стенде на определение границ газодинамической устойчивости. Испытания выполняют на стенде, входное устройство 1 которого снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 2 с отградуированной шкалой положений интерцептора 2 в потоке воздуха, подаваемого в двигатель и фиксированной практически критической точкой, отделяющей двигатель от перехода в помпаж на 2-5%. Повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы двигателя в полетных условиях. Экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты». Определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

В способе промышленного производства газотурбинных двигателей осуществляют заводскую сборку каждого двигателя. Монтируют корпус и силовые агрегаты двигателя, включая компрессоры, турбины, не менее чем одну камеру сгорания, воздушную, а также топливную и масляную гидравлические системы, мониторинговые, командные и исполнительные элементы, блоки и системы. Производят стендовые испытания изложенным выше способом испытания промышленно собранного серийного двигателя, в составе которых производят определение границ газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя.

В способе эксплуатации газотурбинного двигателя перед каждым запуском выполняют проверку готовности двигателя к работе. Производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя. Периодически производят профилактические осмотры и текущие, а также, по меньшей мере, один капитальный ремонты. После капитального ремонта двигатель подвергают стендовым испытаниям. При необходимости производят послеремонтную доводку и выполняют испытания любым изложенным ранее способом испытания на проверку газодинамической устойчивости до появления признаков помпажа.

Пример реализации способа испытания газотурбинного двигателя (ГТД)

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

Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 1 через фланец 3. Указанное устройство 1 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 2, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 2 выполнен с возможностью создания неравномерности и регулирования количества поступающего в двигатель воздуха в интервале от 0 до 100% путем нулевого, промежуточного или полного перекрытия площади рабочего сечения входного аэродинамического устройства 1. Для этого интерцептор 2 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 4 с гидроцилиндром 5, и шкалой выдвижения интерцептора 2, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.

Выводят испытуемый ГТД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05 Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 2 в сечение воздушного потока с шагом (1-5)% от площади указанного сечения, доводя до признаков появления помпажа. В результате данного этапа испытания определяют граничное значение частоты вращения ротора с минимальным запасом газодинамической устойчивости, составляющее 0,8 Макс при выдвижении интерцептора 2 на 73%.

Затем путем обратного перемещения интерцептора 2 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости, устанавливают, что при смещении интерцептора 2 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.

Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 2 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.

Изложенную выше последовательность испытания ГТД на газодинамическую устойчивость применяют на всех этапах от доводки опытного образца до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных газотурбинных двигателей.