СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ГРАНИЦЫ УСТОЙЧИВОЙ РАБОТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2011 года по МПК F04D27/02 

Изобретение относится к испытаниям авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение в авиационной промышленности.

Известен способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя, включающий определение величин окружной неравномерности потока Δσ_o и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε на входе газотурбинного двигателя и расчет по полученным значениям критической величины суммарной неоднородности потока W_кр, по формуле W_кр=Δσ_о+ε (См. Н.Х.Ремеев «Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов», издание ЦАГИ, 2002 г., стр.14).

Недостаток известного способа заключается в его ограниченных возможностях из-за невозможности достаточно точно оценить границу устойчивой работы газотурбинного двигателя, который подсоединяется к входному устройству летательного аппарата, в частности самолета, при помощи переходного элемента, необходимого в случаях, когда диаметр входного устройства летательного аппарата и диаметр двигателя не соразмерны друг с другом. К такому случаю можно отнести, например, необходимость установки на эксплуатируемом летательном аппарате модернизированного двигателя, имеющего несколько больший диаметр входа в сравнении с диаметром входного устройства летательного аппарата.

Технический результат заявленного способа - повышение достоверности и точности результатов испытаний при определении границы газодинамической устойчивости двигателей, подсоединяемых к летательному аппарату через переходной элемент.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя, включающем создание возмущенного потока воздуха на входе в двигатель, измерение стационарных и динамических параметров возмущенного потока в процессе полета, определение по замеренным параметрам критических величин окружной неравномерности потока Δσ_{о кр} на входе в двигатель и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε_кр, расчет критической величины суммарной неоднородности потока W_кр с учетом окружной неравномерности потока Δσ_{о кр} и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε_кр, согласно изобретению для двигателей, соединяемых со входом самолета через переходной элемент в форме диффузора с углом раскрытия не более 6°, при расчете критической величины суммарной неоднородности потока W_кр дополнительно учитывают величину радиальной неравномерности потока Δσ_р, определяемую как разность между критической величиной радиальной неравномерности потока Δσ_ркр, полученной в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и максимальной величиной радиальной неравномерности потока Δσ_{р пол max}, полученной в полете на эксплуатационных режимах, а расчет критической величины суммарной неоднородности потока W_кр осуществляют по формуле

W_кр=Δσ_{о кр}+ε_кр+Δσ_р,

где Δσ_{о кр} - величина окружной неравномерности потока;

ε_кр - величина среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций;

Δσ_р=Δσ_{р кр}-Δσ_{р пол max} - величина радиальной неравномерности потока.

Как известно, газотурбинные двигатели летательного аппарата работают в условиях возмущенного воздушного потока. Увеличение возмущений воздушного потока перед двигателем, обычно, связано с отклонением от нормальных условий полета, например, при выполнении маневрирования.

Эти возмущения оказывают существенное влияние на газодинамические и прочностные характеристики двигателя и, в первую очередь, на границу его газодинамической устойчивости практически на всех режимах работы как дозвуковых, так и сверхзвуковых летательных аппаратов. Природа возникновения возмущений воздушного потока связана с развитием отрывных явлений во входных устройствах, которые приводят к возникновению неравномерности полного давления по сечению канала перед входом в двигатель и возникновению турбулентных пульсаций. Эта неравномерность характеризуется изменением полного давления в радиальном и окружном направлениях и количественно определяется величинами окружной неравномерности потока Δσ₀ и радиальной неравномерности Δσ_р, а турбулентные пульсации характеризуются величиной среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε.

При определении границы газодинамической устойчивости двигателя в наземных и летных испытаниях без переходного элемента, в параметре суммарной неоднородности потока W_кр радиальная неравномерность потока Δσ_р, ввиду ее незначительности (Δσ_р не должна превышать нормируемой величины 3,3%), не учитывается.

При совместной работе двигателя, соединенного с входным устройством при помощи переходного элемента, как показали исследования авторов, величина радиальной неравномерности Δσ_р не только существенно увеличивается и значительно превосходит нормированную величину, но и влияет на запасы газодинамической устойчивости двигателя. Таким образом, учет радиальной неравномерности Δσ_р при определении границы устойчивой работы двигателя, установленного на летательный аппарат при помощи переходного элемента, является существенным признаком.

Выполнение переходного элемента в виде диффузора с углом раскрытия не более 6° также является существенным признаком, так как при угле раскрытия больше 6° на стенках переходного элемента (диффузорной проставки) могут возникать отрывные явления потока, что приведет к ухудшению параметров потока на входе в двигатель.

На фиг.1 представлены графики зависимости радиальной неравномерности Δσ_р от суммарной неоднородности потока W;

на фиг.2 - графики зависимости величины суммарной неоднородности потока W от приведенной частоты вращения N_пр ротора низкого давления при испытаниях в процессе полета самолета;

на фиг.3 - графики зависимости величины радиальной неравномерности потока - Δσ_р от приведенной частоты вращения N_пр ротора низкого давления при испытаниях в процессе полета самолета.

Обозначения на графиках

Линия 1 обозначает значения критических параметров (границу устойчивой работы двигателя). Область значений ниже линии 1 - область устойчивой работы двигателя. Область значений выше линии 1 - область неустойчивой работы двигателя.

N_пр - приведенная частота вращения ротора низкого давления;

W - суммарная неоднородность потока;

Δσ_р - радиальная неравномерность потока;

Δσ_о - окружная неравномерность потока.

Из графиков, приведенных на фиг.1, видно, что при исследовании параметров воздушного потока на входе в двигатель в наземных условиях (на стенде) с переходным элементом в виде диффузора, величина радиальной неравномерности Δσ_р существенно увеличивается и значительно превосходит нормированную величину.

Из графиков, приведенных на фиг.2, видно, что фактические значения параметра суммарной неоднородности W не только достигают критических значений W_кр (линия 1), но и превосходят их. Тем не менее, двигатель с переходным элементом в виде диффузора работает без потери его газодинамической устойчивости (ГДУ).

На фиг.3 в зависимости от приведенной частоты вращения N_пр ротора низкого давления представлены величины радиальной неравномерности потока - Δσ_р, полученные в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и там же приведены результаты, полученные в полете на эксплуатационных режимах.

Анализ полученных результатов свидетельствует о том, что для двигателей, установленных на самолете при помощи переходного элемента, дополнительным фактором, влияющим на газодинамическую устойчивость и увеличивающим ее величину, является радиальная неравномерность потока - Δσ_р.

Способ реализуется следующим образом.

Для определения границы устойчивой работы двигателя в полете применяют метод выдвижения панелей клина воздухозаборника, переводящий режим работы двигателя в сверхкритическую область с увеличением возмущений потока на входе в двигатель. По результатам измерений полей и пульсаций полного давления на входе в двигатель определяют величины окружной Δσ_о и радиальной Δσ_р неравномерности, а также величины среднеквадратичного отклонения интенсивности пульсаций полного давления ε.

Для измерения стационарных параметров потока входное сечение двигателя препарировано приемниками полного давления. Для измерения динамических параметров потока (турбулентных пульсаций), в мерном сечении перед двигателем устанавливают датчики пульсаций полного давления. Полученные данные обрабатываются на компьютере с помощью специальных программ. Указанная измерительная аппаратура является известной (см., например, Г.М.Горбунов, Э.Л.Солохин «Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей», М., Машиностроение, 1967, стр.96-97, 110-135).

Измерение стационарных низкочастотных параметров потока (полей полных давлений) используют для определения величин окружной Δσ_о и радиальной Δσ_р неравномерности.

Измерения динамических высокочастотных параметров потока (турбулентных пульсаций полного давления) используют для определения величины среднеквадратичного отклонения интенсивности пульсаций ε.

Величину радиальной неравномерности потока определяют по вышеуказанной формуле. Величину окружной неравномерности потока Δσ_о и среднеквадратичное отклонение интенсивности турбулентных пульсаций ε определяют по известной методике (см., например, Н.Х.Ремеев «Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов», издание ЦАГИ, 2002 г.).

Затем, полученные результаты используют при определении границ газодинамической устойчивости двигателя по параметру W_кр, определяемому по формуле W_кр=Δσ_{о кр}+ε_кр+Δσ_р.

Таким образом, учет в параметре W_кр влияния величины радиальной неравномерности потока Δσ_р для двигателей, соединяемых со входом самолета через переходной элемент в виде диффузора с углом раскрытия не более 6° (модернизированных двигателей), дает возможность более точно определить границу газодинамической устойчивости, что позволит улучшить летные данные летательного аппарата, поднять степень сжатия вентилятора и будет способствовать отладке двигателя на большую тягу.

Способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя включает создание возмущенного потока воздуха на входе в двигатель, измерение стационарных и динамических параметров возмущенного потока в процессе полета, определение по замеренным параметрам критических величин окружной неравномерности потока Δσ_{о кр} на входе в двигатель и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε_кр, расчет критической величины суммарной неоднородности потока W_кp с учетом окружной неравномерности потока Δσ_{о кр} и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε_кр, при этом, для двигателей, соединяемых со входом самолета через переходной элемент в форме диффузора с углом раскрытия не более 6°, при расчете критической величины суммарной неоднородности потока W_кр дополнительно учитывают величину радиальной неравномерности потока Δσ_р, определяемую как разность между критической величиной радиальной неравномерности потока Δσ_{р кр}, полученной в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и максимальной величиной радиальной неравномерности потока Δσ_{р пол mах}, полученной в полете на эксплуатационных режимах, а расчет критической величины суммарной неоднородности потока W_кp осуществляют по формуле W_кр=Δσ_{o кр}+ε_кp+Δσ_p, где Δσ_{о кр} - критическая величина окружной неравномерности потока; ε_кр - величина критического среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций; Δσ_р=Δσ_{р кр}-Δσ_{р пол mах} - величина радиальной неравномерности потока. Изобретение позволяет повысить достоверность и точность результатов испытаний при определении границы газодинамической устойчивости двигателей, подсоединяемых к летательному аппарату через переходной элемент. 3 ил.

Способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя, включающий создание возмущенного потока воздуха на входе в двигатель, измерение стационарных и динамических параметров возмущенного потока в процессе полета, определение по замеренным параметрам критических величин окружной неравномерности потока Δσ_{o кр} на входе в двигатель и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε_кр, расчет критической величины суммарной неоднородности потока W_кp с учетом окружной неравномерности потока Δσ_{o кр} и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε_кр, отличающийся тем, что для двигателей, соединяемых со входом самолета через переходной элемент в форме диффузора с углом раскрытия не более 6°, при расчете критической величины суммарной неоднородности потока W_кp дополнительно учитывают величину радиальной неравномерности потока Δσ_р, определяемую как разность между критической величиной радиальной неравномерности потока Δσ_{р кр}, полученной в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и максимальной величиной радиальной неравномерности потока Δσ_{р пол mах}, полученной в полете на эксплуатационных режимах, а расчет критической величины суммарной неоднородности потока W_кp осуществляют по формуле
W_кр=Δσ_{o кр}+ε_кp+Δσ_p,
где Δσ_{о кр} - критическая величина окружной неравномерности потока;
ε_кр - величина критического среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций;
Δσ_р=Δσ_{р кр}-Δσ_{р пол mах} - величина радиальной неравномерности потока.