Способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости
METHOD FOR PREPARATION OF STAND FOR TESTING AIRCRAFT ENGINE TO DETERMINE SUFFICIENCY OF GAS-DYNAMIC STABILITY RESERVES

Изобретение относится к области испытаний авиационных двигателей, в частности к созданию на стендах условий для подготовки испытаний авиационного двигателя по оценке достаточности запасов газодинамической устойчивости.
Известен стенд испытаний авиационных двигателей на газодинамическую устойчивость с применением специального оборудования, к которому относят подвижный интерцептор, позволяющий изменять площадь проходного сечения подводящего коллектора. Для выравнивания воздушного потока после интерцептора перед входом в двигатель требуется определенное расстояние. Например, для турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой и регулируемым соплом и тягой более 120 кН это расстояние должно быть не менее пяти/шести диаметров входа в двигатель (Технология эксплуатации, диагностики и ремонта газотурбинных двигателей, Москва, «Высшая школа», 2002, с. 336-337). Недостаток аналога заключается в том, что в приведенных условиях для испытаний значения показателя достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя не будут соответствовать действительности.
Техническая проблема заключается в определении реального (действительного) значения комплексного показателя неравномерности W при стендовых испытаниях авиационных двигателей на достаточность запасов газодинамической устойчивости.
Технический результат заявленного изобретения заключается в улучшении определения точности (достоверности) значений показателя достаточности запаса газодинамической устойчивости авиационного двигателя.
Технический результат достигается тем, что способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости с помощью интерцептора, установленного в подводящем коллекторе на расстоянии от входного сечения двигателя не менее протяженности зоны срыва воздушного потока, создаваемого интерцептором. При испытании двигателя обеспечивают дозвуковое течение потока в незатененной области интерцептора, для чего определяют оптимальное расстояние от интерцептора до входного сечения двигателя последовательной установкой интерцептора на расстояние от 2 до 4 диаметров подводящего коллектора от входного сечения двигателя, при последовательной установке измеряют значение комплексного показателя неравномерности W, определяют достижение границы преждевременного помпажа путем обнаружения границы появления сверхзвукового течения потока в незатененной области интерцептора и определяют расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя, обеспечивающее возможность измерения реального значения комплексного показателя неравномерности W.
Сущность заявленного изобретения поясняется следующими иллюстрациями:
- на фиг. 1 представлена схема стенда для испытания двигателя на газодинамическую характеристику - достаточность запасов газодинамической устойчивости (далее - ГДУ);
окр
- на фиг. 2 представлен график зависимости окружной неравномерность Δσ и пульсационной составляющей потока ε от L;
- на фиг. 3 представлен график величины площади затененной области в зависимости от глубины погружения интерцептора;
- на фиг. 4 представлен график величины площади незатененной области в зависимости от глубины погружения интерцептора.
На фиг. 1 присутствуют следующие позиции: испытательный стенд 1; интерцептор 2; двигатель 3; диаметр сечения подводящего коллектора (мерное сечение) 4; незатененная площадь сечения подводящего коллектора 5; глубина 1 погружения интерцептора 2; расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя L.
При создании авиационного двигателя, а также в серийном производстве, проводятся многочисленные испытания для оценки его ГДУ. Для этой цели в сечении подводящего коллектора диаметром d на расстоянии L от входного сечения двигателя, составляющем от 2 до 4 d диаметра подводящего коллектора, устанавливается интерцептор с переменным уровнем загромождения воздушного потока. Определение достаточности запасов ГДУ обычно производят на тех приведенных оборотах ротора вентилятора, где запасы минимальны, путем погружения интерцептора в воздушный поток для достижения комплексного показателя неравномерности W, близкого к реальному уровню W, создаваемого входом в самолет.
Известно, что при выдвижении интерцептора на глубину 1 для изменения площади проходного сечения подводящего коллектора за интерцептором изменяются следующие характеристики потока (неравномерности):
окр
- окружная неравномерность Δσ;
- пульсационная составляющая потока ε.
окр
Комплексный показатель неравномерности W определяется по следующей формуле: W=Δσ+ε.
окр
окр
окр
Величины параметров неравномерности - окружная неравномерность Δσ и пульсационная составляющая потока ε, создаваемые интерцептором и доходящие до двигателя, зависят от расстояния L, при этом характер изменения Δσ и ε различен, а именно величина Δσ по мере увеличения L уменьшается существенно быстрее величины ε.
окр
окр
окр
инт
инт
o
На фиг. 2 показана зависимость относительной окружной неравномерности Δσ=Δσ(L/d)/Δσ и относительной пульсации составляющих потока ε=ε(L/d)/ε от расстояния L с учетом площади затенения потока F=F/F=0,1…0,5.
инт
F - площадь перекрытого (загроможденного) сечения диаметра подводящего коллектора;
o
F - площадь сечения диаметра подводящего коллектора.
окр
окр
Таким образом, при расположении интерцептора на расстоянии от входного сечения двигателя около 4 d величина Δσ будет значительно меньше величины ε, поэтому для достижения требуемого значения показателя W при таком расстоянии интерцептора от входного сечения двигателя требуется более глубокое погружение интерцептора для увеличения Δσ, поскольку величина ε в диапазоне изменения L от 2 до 4 d практически не изменяется при постоянном положении интерцептора.
Обнаружено, что погружение интерцептора на выбранном режиме проверки при величине L, близкой к 4 d, приводит к увеличению плотность воздушного потока в незатененной области интерцептора до критического уровня q(λ)=1, т.е. до уровня достижения скорости звука в области перед двигателем, создавая таким образом состояние воздушного потока перед двигателем, отличное от потока, создаваемого входом самолета, что сопровождается преждевременным помпажом системы, тем самым препятствуя достижению реального значения показателя W на данном режиме.
При определении предельного значения комплексного показателя неравномерности W на самолете была зафиксирована величина W=18,2, а при проверке достаточности запасов ГДУ на стенде с интерцептором, установленным на расстоянии 4,01 d от входного сечения двигателя, на том же режиме приведенных оборотов вентилятора был зафиксирован помпаж на уровне W=14,8. При этом по уровню q(λ) в незатененной области интерцептора было зафиксировано сверхзвуковое течение потока в области перед двигателем. Следовательно, для определения величины L, при котором достигается реальный уровень W, необходимо на выбранном режиме проверки обеспечить дозвуковой режим в незатененной области интерцептора. Для устранения преждевременного помпажа при испытаниях по проверке достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя необходимо выбирать таким образом, чтобы скорость потока в незатененной области интерцептора была дозвуковой, исходя из ограничения плотности воздушного потока q(λ)<1,0.
помп
Для выбора расстояния между интерцептором и входным сечением двигателя необходимо провести испытания по проверке достаточности запасов газодинамической устойчивости на выбранном режиме с погружением интерцептора до достижения помпажной границы вентилятора при установке интерцептора последовательно па расстояния от 2 до 4 d от двигателя, определить величину W (фактический уровень газодинамической устойчивости на помпажном режиме) и границу появления сверхзвукового течения в незатененной области интерцептора по уровню плотности воздушного потока q(λ) и по результатам испытаний определить величину L, обеспечивающую возможность измерения реального уровня W.
Величина скорости воздушного потока в незатененной области интерцептора на выбранном режиме определяется путем вычисления плотности воздушного потока q(λ) из стандартной зависимости расчета расхода воздуха , где:
G - расход воздуха, кг/сек.
кр
m - коэффициент для воздуха.
2
Р* - полное давление потока перед интерцептором, кг/см.
Т* - заторможенная температура потока перед интерцептором, K.
2
F - площадь незатененной области интерцептора, см.
g - ускорение свободного падения.
R - универсальная газовая постоянная.
(Таблица газодинамических функций МАП, ЦИАМ, 1956 г., с. 12, 22).