СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD FOR TESTING A GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей.
Известен способ испытаний газотурбинного двигателя, заключающийся в измерении частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за турбиной и определении по ним настроечных значений регулятора и ограничителя режимов двигателя (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик, "Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей", Москва, "Машиностроение", 1979 г., стр. 113).
Данный способ не является оптимальным вследствие того, что он не обеспечивает одинакового режима работы газогенератора на всех изготовленных образцах двигателя, что приводит к неисправностям, преждевременным демонтажам двигателя с самолета и ремонтам.
Ожидаемый технический результат - одинаковый режим работы газогенератора на всех изготовленных образцах двигателя.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе испытаний газотурбинного двигателя, включающем измерение частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за турбиной и определение по ним настроечных значений регулятора и ограничителя режимов работы двигателя, согласно изобретению, предварительно проводят испытания репрезентативного количества двигателей от трех до пяти на выбранном режиме работы двигателя, измеряют температуру газа перед турбиной и за турбиной при различном положении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, определяют величину изменения температуры газа перед турбиной и за турбиной при изменении положения угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, затем при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на выбранном режиме работы измеряют температуру газа перед турбиной и за турбиной, и при несоответствии измеренных температур заданным значениям изменяют угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданной температуры газа перед турбиной и за турбиной.
Способ реализуется следующим образом.
Пример.
г
4
2
α
=
Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти двигателей на максимальном режиме работы. При этом измеряют температуру газа перед турбиной Т и температуру газа за турбиной Т при различном положении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления 0°,+1°,+2°,+3°,+4° (см. таблицу)
Г
4
По результатам испытаний определяют, что при увеличении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления на 1° температура газа перед турбиной увеличивается на ΔТ=30K, температура газа за турбиной увеличивается на ΔТ=18K.
гм
4м
При разработке двигателя задано, что температура газа на максимальном режиме работы двигателя должна составлять Т=1650K, температура газа за турбиной Т=1244K.
4исх
При приемо-сдаточных испытаниях другого опытного образца двигателя на максимальном режиме работы измеряют температуру газа за  турбиной Т=1262K.
Для получения заданных температур газа перед и за турбиной на максимальном режиме уменьшают угол установки направляющих аппаратов на 1°.
Способ позволяет обеспечить одинаковый режим работы газогенератора на всех изготовленных образцах двигателя, что позволит получить одинаковый ресурс на всех изготовленных образцах двигателя и предотвратить преждевременные поломки, неисправности и ремонты в процессе эксплуатации.