Схема установки для испытания авиационных

ОПИСАНИЕИЗОБРЕТЕН ИяК АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ Союз Советских Социалистических РеспуЬлииЗависимое от авт. свидетельства1956 ( 461545/24-6 Кл, 421, 22/ Заявлен исоединением заявкиМПК С 01 гп Комитет по делам аоЬретений и открытий ори Совете 1 йииистров СССРриоритетпубликовано 09 111,1970. Бюллетень10ата опубликования описания 17 Л 1.1970 ДК 621 А 55(088.8 Автор изобретения Н. Доброхото Заявитель ХЕМА УСТАНОВКИ ДЛЯ ИСПЪ 1 ТАНИЯ АВИАЦИОННЬ 1 Х ТУРБОРЕАКТИВНЬ 1 Х ДВИГАТЕЛЕЙ В УСЛОВИЯХ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТАльные особенности овки для испытания В известных схемах установок длтт испытания авиационных ТРД в условиях больших сверхзвуковых скоростей полета, имитирующих значительное повышение давления и температуры поступающего при этих условиях в 5 двигатель воздуха, затрачиваются значительные мощности на наддув испытуемого двигателя.Практика эксплуатации таких установок связана с созданием специальных компрессорных 10 уствновс 1 к, обеспечивающих подачу больших весовых расходов воздуха высокого давления, что вызывает значительные расходы топлива для привода компрессоров и усложняет установку в целом, 15В предлагаемой схеме установки для испытания авиационных туроореактивных двигателей в условиях больших сверхзвуковых скоростей полета с целью снижения стоимости испытания двигателя в качестве турбокомпрессо ра устанозлены один или несколько серийчых ТРД с демонтированными камерами сгорания.На чертеже изображена предлагаемая схема испытательной установки.Схема содержит испытуемый двигатель 1, 25 газопровод 2 для подачи выхлопных газов от двигателя к турбине 3, компрессор 4, приводимый турбиной 3 и обеспечивающий подачу необходимого количества сжатого воздуха для наддува испыгуемого двигателя 1 по воздухо- З 0 проводу 5, теплообменник б 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 давления на турбине 3, дроссель 8, поставленный перед турбиной 3 для снижения давления газов до некоторого расчетного значения, соствгтствующего расчетному режиму работы компрессора. С аналогичной целью предусмотрена возможность снижения температуры газов путем впрыска воды перед турбиной 3.Предлагаемая установка отличается высокой экономичностью, поскольку весь р асход топлива в установке сводится к расходу в испытуемом двигателе, Кроме того, созданные установки пс 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.Персчисленные отличитепредлагаемсй схемы устан265513 Предмет изобретения Составитель Е, Епифанов Редактор В, В. Фельдман Тсхрсды А, А. Камыщникова, Э, Чижевский Корректор В. ТрутневЗаказ 1591 г 18 Тираж 480 ПодписноеЦН 1111 П 11 Комитета по делам изобретений н открытий прн Совете Министров СССРМосква, )К, Раушскап паб., д. 45 Типографии, пр. Сапунова, 2 авиационных двигателей позволяют сократитьсроки доводки двигателей в стендовых испытаниях. 1. Схема установки для испытания авиационных турбореактивных двигателей в условиях больних сверхзвукоьых скоростей полета с использованием энергии испытуемого дви1 Яеля как генератора Газ Я для вращениятур боком и рессора, обеспечивающего наддувиспытуемого двигателя, отличаюгиаяся тем,что, с цель",о снигкения стоимости испытаниядвнгателя, в качестве турбокомпрессора установлены один нлн несколько сернНых ТРД сдемонтированными камерами сгорания.2, Схема по п. 1, отличаготаяся тем, что, сцелью обеспечения отвода сжатого воздуха сткомпрессора серийного двигателя к испытуемому и подачи горячих газов от испытуемогодвигателя к турб 1 не серийного ТРД, на последнем вместо камеры сгорания устяновленьдва ресивера,3. Схема по пп. 1 и 2, отличающаяся тем, что в установке, с целью получения требуемого значения темперауры воздуха, поступающего в испытуемый двигатель, установлен теплсобъ 1 енник В тракте между коз прессороь серийного ТРД и испытуемым двигателем при наличии трубопровода перепуска газов от форсажной камеры на вход испытуемого двигателя.4. Схема по пп. 1 - 3, отличагоигаяся тем, иго, с целНО регулирования темперятуры Газа, О- ступающего в турбину серийного ТРД до требуемой величины, в газопроводе, подводящем газ к турбНне серииного ТРД, поставлены форсупки для впрыска воды после форсажпой камеры нспытуемо; о двигателя.5. Схема по г:п, 1 - 4, ог гичаюи 1 аяся тем, что, с целью устранения помгажа, имеется пере- пуск воздуха и газа в атмосферу.6, Схема по пп, 1 - 5, отличающаяся тем, что, с целью обеспечения необходимого перенада давлений на турбине серийного ТРД, в газовом тракте между,серийным ТРД и испытуемым двигателем установлен дроссель, а вместо реактивного сопла - днффузор.