СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
AIRCRAFT ENGINE TEST BENCH

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и используется при испытаниях авиационных двигателей на стенде с присоединенным трубопроводом.
Схема испытаний на стенде с присоединенным трубопроводом широко применяется для определения характеристик авиационного двигателя. При проведении таких испытаний на вход в двигатель по присоединенному трубопроводу подается горячий или охлажденный воздух под давлением. Изменение температуры элементов стенда ведет к изменению их геометрических размеров. Такое изменение приводит к нарушению соосности элементов стенда, их смещению относительно первоначального монтажного положения и появлению ступенек и зазоров в местах стыков. Увеличение утечек воздуха через возникающие зазоры невозможно учесть при планировании эксперимента, что повышает погрешность измерений тяги, удельного расхода топлива и высотных характеристик, снимаемых при испытании. Чтобы погрешность не выходила за допустимые пределы измерений, приходится ограничивать диапазон температур воздуха, подаваемого в двигатель, что приводит к ограничению возможностей стенда.
Известен стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей (патент RU 2261425, МПК G01М 15/00, опубл. 2005). Такой стенд содержит присоединенный трубопровод, ресивер, стендовое воздухозаборное устройство с патрубками и динамоплатформу с силоизмерительным устройством, мерное устройство и регулируемый дроссель. Этот стенд позволяет определять параметры прямоточного двигателя при имитации полета летательного аппарата с различными углами атаки.
Недостатком такого решения является отсутствие средств компенсации теплового расширения элементов стенда, что ведет к образованию ступенек и зазоров в местах крепления присоединенного трубопровода. Возрастающие вследствие этого утечки горячего воздуха не могут быть учтены с достаточной точностью, поэтому испытания проводятся только на ограниченном диапазоне температур входного воздуха. Невозможность надежного учета возникающих утечек приводит к высокой погрешности измерений характеристик двигателя при высоких температурах воздуха.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является стенд с входным устройством для испытаний газотурбинных двигателей в термобарокамере (патент RU 2439526, МПК G01M 15/14, опубл. 2012).
Входное устройство для испытаний газотурбинных двигателей в термобарокамере содержит входной коллектор, узел лабиринтного уплотнения, присоединенный трубопровод, выполненный из набора патрубков, патрубок входа в двигатель, опоры для крепления входного коллектора к термобарокамере и опоры для крепления присоединенного трубопровода к динамометрической платформе, причем входной коллектор, узел лабиринтного уплотнения, присоединенный трубопровод и патрубок входа в двигатель последовательно соединены между собой герметичными шарнирами, один патрубок узла лабиринтного уплотнения со стороны входного коллектора прикреплен к термобарокамере, а другой патрубок со стороны двигателя прикреплен к динамометрической платформе. Герметичные шарниры выполнены в виде концентрического сальникового уплотнения.
Когда при продуве двигателя в результате температурной деформации происходит перемещение патрубков трубопровода, такая конструкция обеспечивает перемещение по сальнику в линейном и угловом направлениях. При радиальной деформации трубопровод перемещается по горизонтальной плоскости скольжения опор вдоль шпонки, которая предохраняет участки трубопровода, закрепленные на опорах от осевого перемещения.
Недостатком такого решения является большая сложность конструкции, из-за чего увеличиваются стоимость и время изготовления, монтажа и обслуживания.
Техническая задача, решаемая предлагаемым изобретением, состоит в повышении надежности и технологичности стенда путем создания простой и универсальной конструкции, исключающей влияние тепловых изменений диаметра и длины присоединенного трубопровода (ПТ) на монтажное положение его оси, достижении универсальности конструкции опор ПТ.
Технический результат достигается тем, что стенд для испытания авиационных двигателей содержит термобарокамеру, динамометрическую платформу с элементами крепления на ней испытываемого авиационного двигателя и устройство подвода воздуха с присоединенным трубопроводом, снабженным неподвижной и подвижной опорами, закрепленными на динамометрической платформе, причем подвижная опора выполнена с двумя узлами крепления. Новым в изобретении является то, что первый узел крепления подвижной опоры выполнен в виде вертикальной стойки с опорной поверхностью, размещенной в горизонтальной плоскости, проходящей через ось присоединенного трубопровода, и контактирующего с ней опорного элемента, жестко прикрепленного к присоединенному трубопроводу. Второй узел крепления подвижной опоры выполнен в виде вертикальной стойки с гильзой и цилиндрического опорного элемента, жестко прикрепленного к присоединенному трубопроводу и размещенного с возможностью осевого перемещения в гильзе, ось которой совмещена с горизонтальной плоскостью, проходящей через ось присоединенного трубопровода, и ориентирована параллельно оси присоединенного трубопровода. Кроме этого, подвижная опора присоединенного трубопровода снабжена элементами регулировки и фиксации пространственного положения вертикальных стоек, а первый узел крепления снабжен кронштейном с прижимным винтом, связанным с вертикальной стойкой и ограничивающим перемещение опорного элемента в вертикальной плоскости.
При увеличении температуры воздуха, подаваемого на вход в двигатель, происходит нагрев ПТ. Это приводит к увеличению длины и радиуса ПТ а также входных и уплотнительных устройств. Увеличение длины ПТ не приводит к нарушению соосности элементов и изменению общей геометрии стенда, так как компенсируется смещениями в узлах подвижной опоры. Наличие прижимного винта в подвижной опоре, регулирующего положение вертикальных стоек, предотвращает смещения, вызываемые вибрацией ПТ и пульсацией потока воздуха в ПТ. Введенные в конструкцию элементы исключают влияние тепловых изменений диаметра и длины ПТ на монтажное положение оси, исключают образование зазоров и вызванных ими утечек входящего воздуха, что существенно снижает погрешности измерений на стенде и повышает универсальность конструкции без ее усложнения. Аналогичный эффект достигается и для охлажденного воздуха.
Предлагаемый стенд для испытания авиационных двигателей показан на фиг.1-4. На фиг.1 изображен продольный разрез стенда. На фиг.2 изображено поперечное сечение стенда в месте расположения подвижной опоры ПТ. На фиг.3 изображен правый узел крепления подвижной опоры ПТ. На фиг.4 изображен разрез по левому узлу крепления подвижной опоры ПТ.
Стенд для испытания авиационных двигателей содержит термобарокамеру 1 (ТБК), динамометрическую платформу 4 (ДМП) с элементами 5 крепления на ней испытываемого авиационного двигателя 6, устройство подвода воздуха с присоединенным трубопроводом, состоящее из входной лемнискаты 2, подвижно-уплотнительного устройства 3 (ПУУ), телескопического уплотнительного узла 7 (ТУУ), присоединенного трубопровода 8 (ПТ) с неподвижной и подвижной опорами 9 и 10. Кроме этого, подвижная опора 10 имеет два узла крепления ПТ 8, один из которых состоит из неподвижной вертикальной стойки 11 с направляющей 12, по которой может перемещаться опорный элемент 13, выполненный в виде толстой пластины, прикрепленной к ПТ 8 с одной стороны, а другой узел имеет неподвижную вертикальную стойку 14, снабженную гильзой 15, опорная поверхность которой параллельна оси ПТ, а внутри гильзы - опорный элемент 16 цилиндрической формы, неподвижно соединенный с ПТ 8 с другой стороны. Направляющая 12 снабжена кронштейном 17 с прижимным винтом 18. ПТ 8 опирается на поверхность направляющей 12 при помощи опорного элемента 13. Винт 18 служит для обеспечения беззазорного контакта опорного элемента 13 и направляющей 12.
Стенд работает следующим образом. Перед испытанием авиационного двигателя 6 или в процессе испытания из ТБК 1 откачивается воздух для имитации условий работы авиационного двигателя 6 на высоте. На вход в двигатель 6 воздух под давлением подается через лемнискату 2, ПУУ 3, ПТ 8, ТУУ 7. При увеличении температуры воздуха, подаваемого на вход в двигатель 6, происходит нагрев ПТ 8. Это приводит к увеличению длины L и радиуса R ПТ 8, лемнискаты 2, ПУУ 3, ТУУ 7 (см. фиг.1). Увеличение длины ПТ 8 происходит от места его связи с неподвижной опорой 9 по направлению к подвижной опоре 10 и по направлению к двигателю 6. Увеличение длины ПТ 8 и других элементов воздушного тракта компенсируется уменьшением торцевых зазоров в ПУУ 3 и в ТУУ 7. Увеличение длины ПТ 8 приводит к перемещению опорного элемента 13 по направляющей 12 в одном узле и к перемещению опорного элемента 16 цилиндрической формы по опорной поверхности гильзы 15 в другом узле подвижной опоры 10. Для предотвращения возможных перемещений опорного элемента 13 вверх от вибраций ПТ 8 и пульсаций потока воздуха в ПТ 8 опорный элемент 13 слегка прижимается к направляющей 12 прижимным винтом 18.
Таким образом, узлы подвижной опоры ПТ обеспечивают увеличение размеров ПТ от нагрева без изменения монтажного положения его оси в вертикальной плоскости в любом интервале изменения температуры воздуха, подаваемого в двигатель, опоры ПТ могут применяться при любых величинах диаметров и длины ПТ без изменения конструкции и на разных стендах.
Предложенная конструкция позволяет расширить диапазон температур входного воздуха, подаваемого на вход испытываемого авиационного двигателя, уменьшая погрешность измерений характеристик двигателя. Кроме этого, предложенное решение является простым в исполнении и универсальным, подходящим к различным компоновкам испытательного стенда.