СХЕМА УСТАНОВКИ ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ АВИАЦИОННЫХ Советский патент 1970 года по МПК G01M15/00 

В известных схемах установок для иснытания авиационных ТРД ,в условиях больших сверхзвуковых скоростей лолета, имитирующих значительное новышение давления и темиературы постунающего при этих условиях в двигатель воздуха, затрачи.ваются значительные мощности на наддув испытуемого двигателя.

Пра ктика эксплуатации таких установок связана с созданием специальных компрессорных установок, обеспечивающих нодачу больших весовых расходов воздуха высоко го давления, что вызывает значительные расходы топлива для .привода компрессоров и услолсняет установку в целом.

В предлагаемой схеме установки для испытания авиационных турбореактивных двигателей в условиях больших сверхзвуковых скоростей полета с целью снижения стоимости испытания двигателя в качестве турбокомпрессора установлены один или .несколько серийных ТРД с демонтированными камерами сгорания.

На чертеже изображена предлагаемая схема испытательной установки.

Схема содержит испытуемый двигатель /, газонровод 2 для подачи выхлопных газов от двигателя к турбине 3, компрессор 4, приводимый турбиной 3 и обеспечивающий подачу необходимого количества сжатого воздуха для наддува испытуемого двигателя I по воздухопроводу 5, теплообменник 6 для получения заданного значения температуры воздуха на входе в испытуемый двигатель (с этой же целью предусмотрен частичный перепуск газов на

вход двигателя), диффузор 7, поставленный на выходе из турбокомпрессора вместо обычного реактивного сопла с целью повышения перепада да-Бленпя на турбине 3, дроссель 8, поставленный перед 1урби}|ой 3 для снижения давления газов до некоторого расчетного значения, сос.тветствуюп1,его расчетному режиму работы компрессора. С аналогичной целью предусмотрена возможность снижения температуры газов путем впрыска воды перед турбиной 3.

Предлагаемая установка отличается высокой экономичностью, носкольку весь расход топлива в установке сводится к расходу в испытуемом двигателе. Кроме того, созданные установки но предлагаемой схеме не требуют

специального дорогостоящего оборудования, в первую очередь мощной компрессорной установки, необходимый наддув исследуемого двигателя достигается применением серийного двигателя в качестве турбокомпрессора.

Предлагаемая схема выгодно отличается возможностью регулирования параметров воздуха, поступающего на вход испытуемого двигателя. Перечисленные отличительные особенности

авиационных двигателей позволяют сократить сроки доводки двигателей в стендовых исиытаниях.

Предмет и з о б -р е т е и и я

1.Схема установки для испытания авиационных турбореактивиых двигателей в условиях больших сверхзвуковых скорО Стей нолета с использованием энергии испытуемого двигателя как геиератора газа для вращения турбокомпрессора, обеспечивающего иаддув испытуемого двигателя, отличающаяся тем, что, с целью снижения стоимости испытания двигателя, в качестве турбокомпрессора установлены один или несколько серийиых ТРД с демоит фованиыми камерами сгорания.

2.Схема по п. 1, отличающаяся тем, что, с и,елью обеспечения отвода сжатого воздуха от компрессора серийного двигателя к испытуеMorvjy и подачи горячих газов от испытуемого двигателя к турбиие серийного ТРД, на последнем вместо камеры сгорания установлены два ресивера.

3.Схема по пи. 1 и 2, отличающаяся тем, что в устаиовке, с целью получения требуемого значения температуры воздуха, поступающего в испытуемый двигатель, установлен теплс-обменник в тракте между компрессором серийного ТРД и исиытуемым двигателем ири наличии трубоировода перепуска газов от форсажной камеры на вход испытуемого двигателя.

4.Схема по пп. 1-3, отличающаяся тем, что, с целью регулироваиия температуры газа, поступающего в Турбину серийного ТРД до требуемой величины, в газопроводе, подводящем газ к турбине серийного ТРД, пс.ставлены форсуики для впрыска воды после форсажной камеры испытуемою двигателя.

5.Схема ио г:п. 1-4, отличаюшмяся тем, что, с целью устранения иомИажа, имеется перепуск воздуха и газа в атмосферу.

6.Схема по пп. 1-5, отличающаяся тем, что, с целью обеспечения необходимого перепада

давлений на турбине серийного ТРД, в газовом тракте между серийным ТРД и иснытуемым двигателем установлен дроссель, а вместо реактивного сопла - диффузор.