СПОСОБ СЕРИЙНОГО ПРОИЗВОДСТВА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, ВЫПОЛНЕННЫЙ ЭТИМ СПОСОБОМ
METHOD OF BATCH PRODUCTION OF GAS-TURBINE ENGINE, AND GAS-TURBINE ENGINE MADE BY MEANS OF THIS METHOD

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям.
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.19-46, 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).
Известен способ испытания газотурбинного двигателя по определению ресурса и надежности работы, заключающийся в чередовании режимов при выполнении этапов длительностью, превышающей время полета. Двигатель испытывают поэтапно. Длительность безостановочной работы на стенде и чередование режимов устанавливают в зависимости от назначения двигателя (Л.С. Скубачевский. Испытание воздушно-реактивных двигателей. Москва, Машиностроение, 1972, с.13-15).
Известен способ 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 A1, опубл. 10.08.2004).
Общими недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний и недостаточно высокая оценка ресурса и надежности работы двигателя в широком диапазоне полетных режимов и условий эксплуатации, вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний к результатам, отнесенным к стандартным условиям эксплуатации двигателя известными способами, которые не учитывают с достаточной корректностью изменение параметров и режимов работы двигателя. Это осложняет возможность приведения экспериментальных параметров испытаний к параметрам, максимально приближенным к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации.
Задача группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, заключается в разработке способа серийного производства газотурбинного двигателя и выполненного заявляемым способом ГТД с улучшенными эксплуатационными характеристиками и повышенной достоверностью экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя в условиях, максимально приближенных к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации.
Поставленная задача решается тем, что в способе серийного производства газотурбинного двигателя, согласно изобретению, изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя; собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления (КНД) до всережимного регулируемого реактивного сопла; в процессе изготовления КНД собирают статор, в котором устанавливают входной, не более трех промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат, а также собирают ротор, включая вал, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес с системой лопаток, при этом формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала проточной части КНД из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток рабочих колес и направляющих аппаратов КНД; собирают, предпочтительно, помодульно двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным, при этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус; газогенератор, включая 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); затем перед промежуточным корпусом устанавливают КНД, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло; кроме того, в процессе изготовления КНД входной направляющий аппарат (ВНА) оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек, которые устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА; причем после сборки не менее чем один ГТД из партии серийно произведенных ГТД, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять экземпляров двигателя подвергают испытанию по многоцикловой программе, указанная программа испытаний включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы ГТД, превышающей программное время полета, для чего сначала формируют типовые полетные циклы и определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей, исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании, а затем формируют и производят полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы газотурбинного двигателя, в совокупности превышающем время полета в 5-6 раз; при этом различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализуют, изменяя уровень перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ», а в других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима, причем быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости с последующим сбросом.
При монтаже ось регулируемого реактивного сопла могут выполнять отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).
Промежуточный корпус могут наделять функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров и турбин с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД и КВД, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры, при этом в наружном контуре вокруг корпуса основной камеры сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник, а над промежуточным корпусом на внешнем корпусе двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов.
Статор КВД могут выполнять содержащим входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов и выходной спрямляющий аппарат.
Радиальные стойки ВНА могут устанавливать равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА, преимущественно, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад.
Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления могут оснащать, предпочтительно, двадцатью тремя радиальными стойками, соединяющими наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем радиальные стойки выполняют состоящими из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещают 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.
В процессе монтажа, предпочтительно, разъемно могут объединять КНД с ТНД по валу ротора с возможностью передачи компрессору крутящего момента от указанной турбины, а КВД аналогично объединяют с ТВД с образованием общего вала ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором высокого давления от указанной турбины высокого давления.
Вал ротора КВД-ТВД могут выполнять с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основной камеры сгорания и ТНД и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов.
Корпусы наружного и внутреннего контуров двигателя могут монтировать фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления, при этом в воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева ВНА КНД, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.
Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА могут сообщать с КВД каналом забора подогретого воздуха с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым рабочим колесом указанного компрессора.
Часть испытательных циклов могут осуществлять без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.
Испытательный цикл могут формировать на основе полетных циклов для боевого и учебного применения газотурбинного двигателя.
Поставленная задача в части газотурбинного двигателя решается тем, что газотурбинный двигатель, согласно изобретению, выполнен описанным выше способом.
Технический результат, обеспечиваемый группой изобретений, связанных единым творческим замыслом, состоит в разработке способа серийного производства газотурбинного двигателя и выполненного заявляемым способом двигателя, имеющего совокупность модулей ГТД с приведенными в изобретении параметрами, с улучшенными эксплуатационными характеристиками, а именно тягой, экспериментально проверенным ресурсом, а также с повышенной надежностью двигателя в процессе эксплуатации. Повышение достоверности результатов испытаний, проводимых на этапе промышленного производства, достигается за счет разработанного в изобретении чередования режимов при выполнении этапов испытания, которые по длительности превышают программное время полета. При этом предварительно формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей и исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный, либо полный форсированный режим до полного останова двигателя и затем формируют репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов. Это позволяет повысить корректность и расширить репрезентативность оценки ресурса и надежности работы двигателя на этапах создания, доводки, серийного промышленного производства и летной эксплуатации ГТД и обеспечивает повышенный ресурс двигателя в условиях, характерных для последующей реальной многорежимной работы ГТД в полетных условиях на высокоманевренных самолетах.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
на фиг.1 изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез;
на фиг.2 - входной направляющий аппарат КНД, вид сверху.
Способ серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Затем собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора 1 низкого давления 1 до всережимного регулируемого реактивного сопла 2. В процессе изготовления КНД 1 собирают статор, в котором устанавливают входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5. Также собирают ротор, включая вал 6, на котором устанавливают и жестко соединяют дисками не более четырех рабочих колес 7 с системой лопаток 8. При этом из профилированных в направлении потока воздуха элементов лопаток 8 рабочих колес 7 и лопаток промежуточных направляющих аппаратов 4 формируют кольцевые участки внутренней поверхности воздухозаборного канала 9 проточной части КНД 1.
Собирают, предпочтительно, помодульно двигатель. ТДР выполняют двухконтурным, двухвальным. При этом устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус 10, образующий газогенератор компрессор 11 высокого давления, а также основную камеру 12 сгорания и турбину 13 высокого давления. Компрессор 11 высокого давления включает статор, а также ротор с валом 14 и системой оснащенных лопатками 15 рабочих колес 16. Число рабочих колес 16 КВД 11 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 7 КНД 1. Перед промежуточным корпусом 10 устанавливают КНД 1, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину 17 низкого давления, смеситель 18, фронтовое устройство 19, форсажную камеру 20 сгорания и всережимное реактивное сопло 2.
В процессе изготовления КНД 1 входной направляющий аппарат 3 оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек 21. Радиальными стойками 21 соединяют наружное и внутреннее кольца 22 и 23 соответственно ВНА 3 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 24 двигателя на переднюю опору. Радиальные стойки 21 устанавливают равномерно распределенно по кругу входного сечения ВНА 3, преимущественно, в плоскости, нормальной к оси двигателя, с угловой частотой (3,0÷4,0) ед/рад, и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком 25 ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга, очерченного внешним радиусом проточной части ВНА 3.
После сборки не менее чем один ГТД из партии серийно произведенных ГТД, для репрезентативности, предпочтительно, три-пять экземпляров двигателя подвергают испытанию по многоцикловой программе. Указанная программа испытаний включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы ГТД, превышающей программное время полета. Для чего сначала формируют типовые полетные циклы и определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Затем формируют и производят полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы газотурбинного двигателя, в совокупности превышающем время полета в 5-6 раз. Различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализуют, изменяя уровень перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ». В других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима. Быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости с последующим сбросом.
При монтаже ось регулируемого реактивного сопла 2 выполняют отклоненной вниз от нейтрального положения оси двигателя на угол, составляющий (2°÷3°30′).
Промежуточный корпус 10 наделяют функцией силового узла двигателя с возможностью восприятия суммарных осевых и радиальных нагрузок от компрессоров 1, 11 и турбин 13, 17 с последующей передачей на внешние силовые элементы и устанавливают между КНД 1 и КВД 11, разделяя поступающий из КНД воздух на два потока - наружный и внутренний контуры 26 и 27 соответственно. В наружном контуре 26 вокруг корпуса основной камеры 12 сгорания собирают не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей кольцевой воздухо-воздушный теплообменник 28. Над промежуточным корпусом 10 на внешнем корпусе 24 двигателя устанавливают коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).
Статор КВД 11 выполняют содержащим входной направляющий аппарат 29, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 30 и выходной спрямляющий аппарат 31.
Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 содержит предпочтительно двадцать три радиальные стойки 21, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. По меньшей мере, часть радиальных стоек 21 совмещают 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.
В процессе монтажа, предпочтительно, разъемно объединяют КНД 1 с ТНД 17 по валу 6 ротора с возможностью передачи компрессору 1 крутящего момента от указанной турбины 17. КВД 11 аналогично объединяют с ТВД 13 с образованием общего вала 14 ротора КВД-ТВД с возможностью получения крутящего момента компрессором 11 высокого давления от турбины 13 высокого давления.
При этом вал 6 ротора КВД-ТВД выполняют с большим диаметром и более коротким, чем объединенный вал 14 КНД-ТНД, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса 10, основной камеры 12 сгорания и ТНД 17 и устанавливают с коаксиальным охватом последнего с возможностью автономного вращения указанных валов 6 и 14.
Корпусы наружного и внутреннего контуров двигателя монтируют фрагментами с возможностью частичного совмещения с монтажом воздушной, электрической, гидравлических систем и системы управления. В воздушной системе выделяют подсистемы охлаждения перегреваемых узлов, а также антиобледенительного обогрева входного направляющего аппарата 3 КНД 1, подсистемы наддува опор роторов компрессоров и турбин.
Подсистему антиобледенительного обогрева ВНА 3 сообщают с КВД 11 каналом забора подогретого воздуха (на чертежах не показано) с возможностью забора последнего из полости, расположенной не менее чем за седьмым.
Часть испытательных циклов осуществляют без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.
Испытательный цикл формируют на основе полетных циклов для боевого и учебного применения газотурбинного двигателя.
Газотурбинный двигатель выполнен описанным выше способом производства.
Пример реализации испытания газотурбинного двигателя на этапе серийного производства ГТД.
Испытанию подвергают ГТД с проектным ресурсом 500 часов общей наработки до первого капитального ремонта. В указанном ресурсе задана наработка 20 ч на максимальном режиме, из них 5 ч на полном форсированном режиме. Формируют типовые полетные циклы (ТПЦ) и устанавливают заданное время работы двигателя 1 ч, эквивалентное полетному времени летательного аппарата (ЛА) по принятому ТПЦ. На основании ТПЦ расчетным путем определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое эквивалентное по повреждаемости количество циклов при испытаниях. В данном варианте принимают следующий состав нагрузочных испытательных циклов - выполнение 700 (400+300) запусков с выходом соответственно на максимальный и форсированные режимы, а также 400 приемистостей от режима «малый газ» (МГ) до максимального (Макс.) и 300 с режима 0,8 Макс, до форсированного (Фор) режима.
Устанавливают коэффициент запаса на требуемое количество испытательных нагрузочных циклов и времени наработки К=1,2.
Формируют полный объем ресурсных испытаний и разрабатывают программу проведения испытаний:
1. Общую наработку при проведении ресурсных испытаний принимают 500*1,2=600 ч, из них наработку на максимальном режиме принимают (20-5)*1,2=18 ч, а на форсированном режиме 5*1,2=6 ч.
2. Принимают продолжительность этапа испытаний 5 ч и определяют количество пятичасовых этапов 600:5=120.
3. Устанавливают количество запусков с учетом коэффициента запаса 700*1,2=840, а также от МГ до Макс 400*1,2=480 и от 0,8 Макс до Фор 300*1,2=360.
4. Каждый пятичасовой этап включает 840:120=7, приемистостей от режима МГ до Макс 480:120=4 и приемистостей с режима 0,8 Макс до Фор 360:120=3, а также наработку на максимальном и форсированном режимах 18*60:120=9 мин. 360:120=3 мин.
5. Устанавливают последовательность испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим МГ и останов. Затем предусматривают цикл длительной работы с многократным чередованием нагрузочных циклов с размахом диапазонов изменения режимов от МГ до Макс и 0,8 Макс до Фор в пределах установленного выше объема испытательных этапов.
Выполняют испытания ГТД по указанной программе. Затем проводят дефектацию двигателя и анализ результатов испытаний, по которым принимают решение о признании двигателя выдержавшим испытания.