SU265513A1

SU265513A1 - INSTALLATION DIAGRAM FOR AIRCRAFT TESTS

Info

Publication number: SU265513A1
Application number: SU461545A
Authority: SU
Original assignee: А. Н. Доброхотов

Description

В известных схемах установок дл иснытани авиационных ТРД ,в услови х больших сверхзвуковых скоростей лолета, имитирующих значительное новышение давлени и темиературы постунающего при этих услови х в двигатель воздуха, затрачи.ваютс значительные мощности на наддув испытуемого двигател .In the well-known schemes of installations for the use of aviation TRDs, under conditions of high supersonic speeds of the flight, imitating a significant increase in pressure and temperature of the engine under these conditions, the engine will consume considerable power to pressurize the engine under test.

Пра ктика эксплуатации таких установок св зана с созданием специальных компрессорных установок, обеспечивающих нодачу больших весовых расходов воздуха высоко го давлени , что вызывает значительные расходы топлива дл .привода компрессоров и услолсн ет установку в целом.The practice of operating such installations is associated with the creation of special compressor installations, which provide high flow rates for high-pressure air, which causes considerable fuel consumption for the drive of compressors and the installation as a whole.

В предлагаемой схеме установки дл испытани авиационных турбореактивных двигателей в услови х больших сверхзвуковых скоростей полета с целью снижени стоимости испытани двигател в качестве турбокомпрессора установлены один или .несколько серийных ТРД с демонтированными камерами сгорани .In the proposed scheme, the installation for testing aircraft turbojet engines under high supersonic flight speeds in order to reduce the cost of testing the engine as a turbocharger, one or several serial turbofan engines with dismantled combustion chambers are installed.

На чертеже изображена предлагаема схема испытательной установки.The drawing shows the proposed scheme of the test setup.

Схема содержит испытуемый двигатель /, газонровод 2 дл подачи выхлопных газов от двигател к турбине 3, компрессор 4, приводимый турбиной 3 и обеспечивающий подачу необходимого количества сжатого воздуха дл наддува испытуемого двигател I по воздухопроводу 5, теплообменник 6 дл получени заданного значени температуры воздуха на входе в испытуемый двигатель (с этой же целью предусмотрен частичный перепуск газов наThe scheme contains the engine under test /, the gas duct 2 for supplying exhaust gases from the engine to the turbine 3, the compressor 4 driven by the turbine 3 and providing the required amount of compressed air to boost the test engine I through the air duct 5, the heat exchanger 6 to obtain the set inlet air temperature to the engine under test (for the same purpose, a partial transfer of gases to the

вход двигател ), диффузор 7, поставленный на выходе из турбокомпрессора вместо обычного реактивного сопла с целью повышени перепада да-Бленп на турбине 3, дроссель 8, поставленный перед 1урби}|ой 3 дл снижени давлени газов до некоторого расчетного значени , сос.тветствуюп1,его расчетному режиму работы компрессора. С аналогичной целью предусмотрена возможность снижени температуры газов путем впрыска воды перед турбиной 3.engine inlet), a diffuser 7, delivered at the outlet of the turbocharger instead of the usual jet nozzle in order to increase the da Blenp differential on the turbine 3, the throttle 8 delivered before the turbo} | oh 3 to reduce the gas pressure to a certain calculated value, corresponding to 1, its design mode of operation of the compressor. For the same purpose, it is possible to reduce the temperature of the gases by injecting water before the turbine 3.

Предлагаема установка отличаетс высокой экономичностью, носкольку весь расход топлива в установке сводитс к расходу в испытуемом двигателе. Кроме того, созданные установки но предлагаемой схеме не требуютThe proposed installation is highly economical, since the entire fuel consumption in the installation is reduced to the consumption in the engine under test. In addition, the created installation but the proposed scheme does not require

специального дорогосто щего оборудовани , в первую очередь мощной компрессорной установки , необходимый наддув исследуемого двигател достигаетс применением серийного двигател в качестве турбокомпрессора.Special expensive equipment, first of all, a powerful compressor unit, the necessary boost of the engine under study is achieved by using a serial engine as a turbocharger.

Предлагаема схема выгодно отличаетс возможностью регулировани параметров воздуха , поступающего на вход испытуемого двигател . Перечисленные отличительные особенностиThe proposed scheme is advantageously distinguished by the possibility of adjusting the parameters of the air entering the engine under test. Listed distinctive features

авиационных двигателей позвол ют сократить сроки доводки двигателей в стендовых исиытани х .Aircraft engines can shorten the time needed for engine development in bench testing.

Предмет и з о б -р е т е и и Subject and s about b-e te and

Claims

1. Installation scheme for testing aircraft turbojet engines under conditions of high supersonic speeds of flight with the energy of the test engine as a gas generator for rotating the turbocharger providing the engine of the test engine, characterized in that, in order to reduce the cost of engine testing, as a turbocompressor one or several series of turbofan engines with demoite fauvani combustion chambers are installed.

2. Scheme according to claim 1, characterized in that, with and, the purpose of ensuring removal of compressed air from the serial engine compressor to the Morvjy test and supplying hot gases from the engine under test to the serial turbofan turbo engine, two receivers are installed instead of the combustion chamber.

3. Scheme for pi. 1 and 2, characterized in that, in order to obtain the required value of air temperature entering the engine under test, a heat exchanger is installed in the path between the compressor of the serial turbofan engine and the engine developed and the afterburner from the afterburner to the input of the engine under test .

4. Scheme on PP. 1-3, characterized in that, in order to control the temperature of the gas entering the Turbine of a serial turbofan to the required value, in the gas pipeline that supplies gas to the turbine of a serial turbofan, the forsiki for water injection after the afterburner are tested by the engine.

5. Scheme io g: p. 1-4, which differs from the fact that, in order to eliminate the incidence of air, there is a bypass of air and gas into the atmosphere.

6.Schema on PP. 1-5, characterized in that, in order to provide the necessary differential

pressures on the turbine of the serial TRD, in the gas path between the serial TRD and the engine under test a throttle is installed, and a diffuser instead of a jet nozzle is installed.