СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ АВИАЦИОННОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
TEST METHOD FOR AVIATION TURBOJET ENGINE

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к способам испытаний авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).
Известен способ испытаний авиационного ТРД с подогревом и наддувом воздуха на входе (см. Скубачевский "Испытания воздушно-реактивных двигателей", издательство "Машиностроение", Москва, 1972, с. 19-20).
Данный способ не является оптимальным вследствие того, что не обеспечивает оптимальной работы системы наддува опор для заданной высоты и скорости полета из-за отсутствия имитации параметров окружающей среды на срезе сопла и вокруг двигателя. Это приводит к нештатной работе системы наддува опор, в частности, неоптимальному перепаду давлений на уплотнениях в опорах двигателя, что приводит к выбросу масла через уплотнения в проточную часть двигателя и повышенному расходу масла в процессе испытаний.
Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является обеспечение штатной работы системы наддува опор двигателя при испытаниях с наддувом и подогревом воздуха на входе в двигатель в соответствии с имитируемыми условиями полета, а также повышение достоверности результатов испытаний путем обеспечения перепада давления на уплотнениях в опорах двигателя и расхода масла, соответствующих имитируемым полетным условиям.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе испытаний авиационного ТРД с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель, согласно изобретению, для двигателя, содержащего систему наддува опор, предварительно создают математическую модель, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют перепад давления на масляных уплотнениях в опорах двигателя при заданных условиях полета, а при испытаниях с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу или эвакуацию воздуха из предмасляных полостей опор двигателя для обеспечения перепада давлений на масляных уплотнениях в опорах двигателя, соответствующих имитируемым полетным условиям.
Сущность изобретения заключается в следующем. При проведении испытаний двигателя, содержащего систему наддува опор, с наддувом и подогревом воздуха на входе в двигатель, отсутствует имитация параметров окружающей среды на выходе из двигателя (вокруг двигателя и на срезе сопла), что приводит к нештатной работе системы наддува опор (неоптимальному перепаду давлений на масляных уплотнениях в опорах двигателя). Это приводит к выбросу масла через масляные уплотнения в проточную часть двигателя, что влечет за собой повышенный расход масла в процессе испытаний.
При испытаниях двигателя с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу или эвакуацию воздуха из предмасляных полостей опор двигателя для обеспечения перепада давлений на масляных уплотнениях в опорах двигателя, соответствующих имитируемым полетным условиям, что позволяет обеспечить штатную работу системы наддува опор и расход масла.
Пример.
Испытаниям подвергают репрезентативную группу из трех-пяти ТРД. При этом используют предварительно созданную математическую модель двигателя. Испытания проводят в термобарокамере с полной имитацией полетных условий при высоте Т=5 км и числе Маха М=1 на максимальном режиме работы двигателя.
К1
К2
T1
Т2
К
Т
По результатам замеров и их статического обобщения на максимальном режиме работы двигателя при полной имитации полетных условий при высоте Н=5 км и числе Маха М=1 определяют давление в масляной и предмасляной полости компрессора Р и Р, давление в масляной и предмасляной полости турбины P и Р, и по ним определяют перепад на масляных уплотнениях компрессора и турбины ΔР и ΔР. Результаты представлены в таблице 1.
вх
вx
2
При испытаниях другого двигателя с наддувом и подогревом воздуха на входе при давлении на входе в двигатель Р=1,04 кг/см и температуре воздуха на входе в двигатель t=30°C, соответствующих условиям на входе в двигатель при полете самолета на высоте Н=5 км и числе Маха М=1, определяют давление в масляной и предмасляной полости компрессора и турбины, и по ним определяют перепад на масляных уплотнениях (таблица 2).
К
Т
К1
T1
2
2
2
2
Для достижения перепадов на масляных уплотнениях ΔР=0,1 кг/см и ΔР=0,2 кг/см, соответствующих имитируемым полетных условиям при высоте Н=5 км и числе Маха М=1, обеспечивают эвакуацию воздуха из предмасляной полости компрессора до достижения давления в предмасляной полости P=3,0 кг/см, и наддув воздуха в предмасляную полость турбины до достижения давления в предмасляной полости P=4,0 кг/см.
Предложенный способ позволяет обеспечить штатную работу системы наддува опор, предотвратить выброс масла в проточную часть изделия и обеспечить расход масла, соответствующий имитируемым полетным условиям.