Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда

Изобретение относится к испытаниям газотурбинных двигателей, в частности к способам испытаний для определения высотно-скоростных характеристик газотурбинных двигателей в имитируемых полетных условиях по схеме с присоединенным трубопроводом, и может найти применение в авиационной промышленности. Способ характеризуется тем, что запускают испытываемый двигатель, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда. Подают воздух в ресивер высотного стенда на вход в двигатель. Регулируют величину перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда. Проводят градуировку при работающем двигателе с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек. Вычисляют коэффициент парусности. Затем, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость и измеренную величину перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере. С учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют величину внутренней полетной тяги и величину стендовой тяги двигателя. Техническое решение позволяет повысить точность определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя. 5 ил.

 

Изобретение относится к испытаниям газотурбинных двигателей, в частности к способам испытаний для определения высотно-скоростных характеристик газотурбинных двигателей в имитируемых полетных условиях по схеме с присоединенным трубопроводом, и может найти применение в авиационной промышленности.

Известен способ определения аэродинамической силы (Авиационный стандарт ОСТ 102781-2004 «Сила аэродинамическая при испытаниях газотурбинных двигателей на наземных закрытых стендах. МВИ», стр. 6-12), в котором запускают испытываемый газотурбинный двигатель, измеряют силу от тяги двигателя и перепад между полным и статистическим давлениями, а величина силы парусности определяется расчетно-экспериментальным путем как сумма составляющих внешних аэродинамических сил, приложенных к испытываемому двигателю.

Недостатком способа определения аэродинамической силы является высокая погрешность ее определения из-за низкой точности измерения местных скоростей потока воздуха и высокой погрешности определения коэффициентов аэродинамического сопротивления элементов конструкции газотурбинного двигателя, установленного в термобарокамере.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ определения стендовой и внутренней полетной тяги газотурбинного двигателя (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. «Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей». М.: Машиностроение, 1979 г., стр. 154-156), в котором испытания газотурбинного двигателя проводят на высотных стендах в термобарокамере по схеме с присоединенным трубопроводом на входе, где устанавливается заглушка в подвижной части входного присоединенного трубопровода, а сила парусности определяется калибровкой при неработающем двигателе, измеряются усилия на силоизмерительной системе при различных перепадах давления в системе вентиляции термобарокамеры. В процессе стендовой градуировки производят измерения внешней силы аэродинамического сопротивления двигателя и перепада давлений в вентиляционной системе стенда. Коэффициент парусности определяется как отношение величины внешнего сопротивления двигателя и его обвязки к величине перепада давления вентиляционного потока, который вентилирует элементы конструкции и двигателя в термобарокамере. Недостатком данного способа является повышенная погрешность определения внешней силы аэродинамического сопротивления двигателя. Кроме того, у неработающего двигателя при таком способе определения стендовой и внутренней полетной тяги из-за отсутствия реактивного потока воздуха внешнее обтекание двигателя и его обвязки вентиляционным потоком отлично от того, которое имеет место при работающем двигателе в термобарокамере.

Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в повышении точности определения величины внешнего аэродинамического сопротивления газотурбинного двигателя и его обвязки в термобарокамере высотного стенда по схеме с присоединенным трубопроводом на входе.

Технический результат, обеспечиваемый предлагаемым изобретением, заключается в повышении точности определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда запускают испытываемый двигатель, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда, подают воздух в ресивер высотного стенда на вход в двигатель, регулируют величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, проводят градуировку при работающем двигателе с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек, первую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя и критической величины степени понижения давлений в реактивном сопле двигателя при величине ΔРВЕНТ.1 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда равной нулю, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя, вторую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя с заданной величиной ΔРВЕНТ.2 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя, затем вычисляют коэффициент парусности по формуле:

,

где

КПАР - коэффициент парусности, м2;

RCT.1.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя в первой контрольной точке, Н;

RCT.2.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя во второй контрольной точке, Н,

затем, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость

KПАР=ƒ(ΔРВЕНТ.2)

и измеренную величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по формуле

RПАР=KПАР⋅ΔРВЕНТ,

где RПAP - величина внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере (сила парусности), Н,

с учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют величину внутренней полетной тяги и величину стендовой тяги двигателя.

Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение, позволяет повысить точность определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя.

Настоящее изобретение поясняется подробным описанием способа испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг. 1-5, где

на фиг. 1 изображен высотный стенд с испытываемым газотурбинным двигателем по схеме с присоединенным трубопроводом на входе;

на фиг. 2 представлен график зависимости силы от тяги двигателя от приведенной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя и от величины перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда;

на фиг. 3 - график зависимости приведенной величины силы от тяги двигателя от величины перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда;

на фиг. 4 - график зависимости величины коэффициента парусности от величины перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда;

на фиг. 5 - график зависимости числа Маха полета при изменении приведенной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя.

На фиг. 1 приняты следующие обозначения:

1 - воздухоподводящий патрубок;

2 - распылительный воздушный вентиляционный коллектор;

3 - регулирующий дроссель;

4 - газотурбинный двигатель;

5 - динамометрическая платформа;

6 - лемнискатный насадок;

7 - ресивер;

8 - передняя лента сжатия;

9 - задняя лента сжатия;

10 - стендовый газовод;

11 - лабиринтное уплотнение;

12 - присоединенный входной трубопровод;

13 - подмоторная рама;

14 - опорная стойка;

15 - опорно-упорная стойка;

16 - реактивное сопло;

17 - патрубок;

18 - неподвижная входная часть.

Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда реализуется следующим образом. Запускают испытываемый газотурбинный двигатель 4, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда (фиг. 1). Подают воздух в ресивер 7 высотного стенда на вход в газотурбинный двигатель 4 с помощью воздухоподводящего патрубка 1 и установленного на неподвижной входной части 18 присоединенного входного трубопровода 12 лемнискатного насадка 6 и затем с помощью патрубков 17 в распылительном воздушном вентиляционном коллекторе 2 воздух поступает в термобарокамеру и обдувает испытываемый двигатель 4 и его обвязку (на чертеже не показана). Поток газа из реактивного сопла 16 двигателя 4 и вентиляционный поток воздуха из патрубков 17 направляется в стендовый газовод 10. Для обеспечения измерения силы от тяги двигателя 4 неподвижная входная часть 18 бесконтактно соединена с трубопроводом 12 с помощью лабиринтного уплотнения 11. В обвязку входят импульсные линии измерения давлений и каналы измерения температуры в расходомерном коллекторе (не показан), установленном в присоединенном входном трубопроводе 12, а так же трубопровод подвода топлива к насосу-регулятору двигателя 4 и трубопровод подвода сжатого воздуха к воздушному стартеру двигателя 4. Воздух обдувает присоединенный входной трубопровод 12, подмоторную раму 13, установленную на передней и задней лентах сжатия 8 и 9, опорную стойку 14, опорно-упорную стойку 15 и динамометрическую платформу 5. С помощью регулирующего дросселя 3 регулируют величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда. Затем проводят градуировку при работающем испытываемом двигателе 4 с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек:

первую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя и критической величины степени понижения давлений в реактивном сопле двигателя при величине ΔPВЕНТ.1 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда равной нулю, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя по формуле:

,

где

RCT.1.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя в первой контрольной точке, Н;

RCT.1 - измеренная величина силы от тяги двигателя в первой контрольной точке, Н;

Р*ВХ.НОМ - полное давление потока воздуха на входе в двигатель, соответствующее заданным номинальным значениям МП.НОМ числа Маха полета и значениям ННОМ высоты полета, Па;

Р*ВХ - полное давление потока воздуха на входе в двигатель, Па,

вторую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя с заданной величиной ΔРВЕНТ.2 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя по формуле:

,

где

RCT.2.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя во второй контрольной точке, Н;

RCT.2 - измеренная величина силы от тяги двигателя во второй контрольной точке, Н,

затем вычисляют коэффициент парусности по формуле:

,

где

КПАР - коэффициент парусности, м2.

Далее, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость

KПАР=ƒ(ΔРВЕНТ.2)

и измеренную величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по формуле

RПАР=KПАР⋅ΔРВЕНТ,

где RПАР - величина внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере (сила парусности), Н.

Градуировочная величина коэффициента парусности КПАР (фиг. 4) определяется как среднее арифметическое значение КПАР по результатам измерений отдельных контрольных точек при

ΔРВЕНТ.2 ≈ const,

по формуле:

,

где:

n - количество контрольных точек.

С учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют номинальную величину RV.HOM внутренней полетной тяги двигателя по формуле:

где

RCT - измеряемая величина силы от тяги двигателя, Н;

GB - расход воздуха, измеряемый на входе в двигатель, кг/с;

VК2 - скорость потока воздуха в подвижной части лабиринтного уплотнения 11 присоединенного входного трубопровода 12, м/с;

FК2 - площадь проходного сечения подвижной части лабиринтного уплотнения 11 присоединенного входного трубопровода 12, определяется специальными измерениями, м2;

РК2 - статическое давление потока воздуха в подвижной части лабиринтного уплотнения 11 присоединенного входного трубопровода 12, Па;

РТБК - статическое давление в термобарокамере (вне рабочего потока воздуха из реактивного сопла), Па;

FК1 - площадь торцевого (кольцевого) сечения подвижной части лабиринтного уплотнения 11, м2;

PК1 - статическое давление, измеряемое в торцевом сечении подвижной части лабиринтного уплотнения 11, Па;

КТБК - коэффициент для поправки силы от тяги двигателя на перепад давлений между В0 и РТБК, м2;

В0 - давление атмосферное (вне термобарокамеры), Па;

FC - площадь выходного сечения сопла, м2;

РН.НОМ - давление окружающей среды согласно «стандартной атмосфере» по ГОСТ 4401-81, Па;

Т*ВХ - заторможенная температура потока воздуха на входе в двигатель, К;

Т*ВХ.НОМ - величина заторможенной температуры потока воздуха на входе в двигатель, соответствующая заданным номинальным значениям МП.НОМ числа Маха полета и значениям ННОМ высоты полета К;

КВ - показатель адиабаты потока воздуха на входе;

RB - газовая постоянная воздуха на входе, ;

ТН.НОМ - температура окружающей среды согласно «стандартной атмосфере» по ГОСТ 4401-81, К,

и величину Rо.пр стендовой приведенной к стандартным условиям тяги двигателя по формуле:

где

- стандартное значение полного давления на входе в двигатель согласно ГОСТ 4401-81, Па.

Ниже описан пример использования предложенного способа испытания газотурбинного двигателя для определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по схеме с присоединенным трубопроводом на входе, позволяющий повысить точность определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя.

В условиях нулевого перепада давлений вентиляционного потока воздуха была снята зависимость приведенной величины силы от тяги газотурбинного двигателя, измеренной стендовым силоизмерительным устройством, от приведенной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя (фиг. 2) при поддержании постоянной величины числа Маха полета (фиг. 5).

В середине диапазона по приведенным оборотам ротора двигателя был установлен перепад давлений в системе технологической вентиляции

ΔРВЕНТ2 ≈ 1600, Па

и при постоянной величине приведенных оборотов ротора газотурбинного двигателя были измерены соответствующие значения силы от тяги испытываемого газотурбинного двигателя (фиг. 3). На основании указанных материалов была определена величина коэффициента парусности двигателя в термобарокамере (фиг. 4), необходимая для вычисления величины внешней аэродинамической силы сопротивления, входящей в формулу (1) внутренней полетной тяги двигателя и в формулу (2) стендовой тяги испытываемого двигателя.

Так же при испытаниях газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда была получена практически постоянной величина числа Маха полета, равная 0,8, при изменении приведенной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя (фиг. 5).

Таким образом, согласно изобретению градуировку по определению внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по схеме с присоединенным трубопроводом на входе в отличие от используемой на практике градуировки на неработающем двигателе проводят:

- при работающем двигателе, т.е. при воспроизведении реальной газодинамической схемы истечения активного эжектирующего потока газов из сопла газотурбинного двигателя в кормовую часть термобарокамеры высотного стенда;

- при числе Маха полета, равного 0,8 в приведенном примере, обеспечивается сверхкритическое отношение давлений в реактивном сопле двигателя и отсутствие из-за этого влияния внешнего обдува двигателя вентиляционным технологическим потоком воздуха на смещение рабочей точки по напорной ветви характеристики компрессоров испытываемого двигателя;

- при измерении стендовым силоизмерительным устройством номинальных величин по диапазону измерения приведенных величин силы от тяги газотурбинного двигателя.

Предложенный способ позволяет решить проблему повышения точности определения величины внешнего аэродинамического сопротивления газотурбинного двигателя и его обвязки в термобарокамере высотного стенда путем снижения погрешности определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя.

Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда, характеризующийся тем, что запускают испытываемый двигатель, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда, подают воздух в ресивер высотного стенда на вход в двигатель, регулируют величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, проводят градуировку при работающем двигателе с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек, первую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя и критической величины степени понижения давлений в реактивном сопле двигателя при величине ΔРВЕНТ.1 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, равной нулю, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя, вторую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя с заданной величиной ΔРВЕНТ.2 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя, затем вычисляют коэффициент парусности по формуле:

где КПАР - коэффициент парусности;

RСТ.1.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя в первой контрольной точке;

RCT.2.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя во второй контрольной точке,

затем, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость

и измеренную величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по формуле

где RПАР - величина внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере (сила парусности),

с учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют величину внутренней полетной тяги и величину стендовой тяги двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области контроля и диагностики систем электроискрового зажигания (СЭЗ) двигателя внутреннего сгорания (ДВС) или банка ДВС с числом цилиндров 2÷6.

Изобретение предназначено для использования в управлении периодичностью профилактического технического обслуживания объектов. Способ эксплуатации технического объекта заключается в том, что устанавливают периодичность технического обслуживания объекта по наработке и допустимую интенсивность отказов по отношению к наработке.

Изобретение относится к измерительной технике: устройству приборов, предназначенных для определения скорости горения твердых топлив (ТТ), используемых в аппаратах для глубоководных систем, ствольных системах различного назначения и др., работающих при высоких давлениях (от двадцати до сотен мегапаскалей).

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к стендам для испытания (обкатки) и диагностики двигателей внутреннего сгорания, мобильной авиационной техники малой мощности.

Группа изобретений относится к области очистки отработавших газов. Техническим результатом является надежность работы устройства очистки отработавших газов.

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является более полное использование потенциальных возможностей основных деталей двигателя по ресурсу за счет применения усовершенствованного механизма подсчета накопленной поврежденности.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при контроле системы охлаждения турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Заявлен способ контроля системы охлаждения лопаток турбины газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что устанавливают лопатку турбины в приспособлении, осуществляют продувку каналов охлаждения лопатки турбины рабочей средой, применяют в качестве рабочей среды воздух, оценивают бесконтактным методом систему охлаждения лопатки турбины и контролируют скорость выхода воздуха из каналов охлаждения лопаток турбины.

Изобретение может быть использовано в системах управления для двигателей внутреннего сгорания. Предлагаются способы для обнаружения дисбаланса топливно-воздушной смеси, характерного для некоторого цилиндра двигателя.

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Изобретение относится к приборостроению, в частности к определению технического состояния двигателей внутреннего сгорания (ДВС) с дополнительным оборудованием путем измерения ускорений разгона и выбега, часового расхода топлива, заданных гармоник ускорения разгона в эксплуатационных условиях.

Изобретение относится к испытаниям газотурбинных двигателей, в частности к способам испытаний для определения высотно-скоростных характеристик газотурбинных двигателей в имитируемых полетных условиях по схеме с присоединенным трубопроводом, и может найти применение в авиационной промышленности. Способ характеризуется тем, что запускают испытываемый двигатель, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда. Подают воздух в ресивер высотного стенда на вход в двигатель. Регулируют величину перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда. Проводят градуировку при работающем двигателе с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек. Вычисляют коэффициент парусности. Затем, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость и измеренную величину перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере. С учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют величину внутренней полетной тяги и величину стендовой тяги двигателя. Техническое решение позволяет повысить точность определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя. 5 ил.

Наверх