СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ГРАНИЦЫ УСТОЙЧИВОЙ РАБОТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD OF DETERMINING GAS TURBINE ENGINE STABLE OPERATION MARGIN

Изобретение относится к испытаниям авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение в авиационной промышленности.
o
кр
кр
о
Известен способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя, включающий определение величин окружной неравномерности потока Δσ и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε на входе газотурбинного двигателя и расчет по полученным значениям критической величины суммарной неоднородности потока W, по формуле W=Δσ+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.
о кр
кр
кр
о кр
кр
кр
р
ркр
р пол  max
кр
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 на входе в двигатель и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε, расчет критической величины суммарной неоднородности потока W с учетом окружной неравномерности потока Δσ и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε, 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 дополнительно учитывают величину радиальной неравномерности потока Δσ, определяемую как разность между критической величиной радиальной неравномерности потока Δσ, полученной в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и максимальной величиной радиальной неравномерности потока Δσ, полученной в полете на эксплуатационных режимах, а расчет критической величины суммарной неоднородности потока W осуществляют по формуле
кр
о кр
кр
р
W=Δσ+ε+Δσ,
о кр
где Δσ - величина окружной неравномерности потока;
кр
ε - величина среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций;
р
р кр
р пол max
Δσ=Δσ-Δσ - 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.
0
р
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 Δσ и радиальной неравномерности Δσ, а турбулентные пульсации характеризуются величиной среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε.
кр
р
р
При определении границы газодинамической устойчивости двигателя в наземных и летных испытаниях без переходного элемента, в параметре суммарной неоднородности потока W радиальная неравномерность потока Δσ, ввиду ее незначительности (Δσ не должна превышать нормируемой величины 3,3%), не учитывается.
р
р
При совместной работе двигателя, соединенного с входным устройством при помощи переходного элемента, как показали исследования авторов, величина радиальной неравномерности Δσ не только существенно увеличивается и значительно превосходит нормированную величину, но и влияет на запасы газодинамической устойчивости двигателя. Таким образом, учет радиальной неравномерности Δσ 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.
р
На фиг.1 представлены графики зависимости радиальной неравномерности Δσ от суммарной неоднородности потока W;
пр
на фиг.2 - графики зависимости величины суммарной неоднородности потока W от приведенной частоты вращения N ротора низкого давления при испытаниях в процессе полета самолета;
р
пр
на фиг.3 - графики зависимости величины радиальной неравномерности потока - Δσ от приведенной частоты вращения N 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.
пр
N - приведенная частота вращения ротора низкого давления;
W - суммарная неоднородность потока;
р
Δσ - радиальная неравномерность потока;
о
Δσ - окружная неравномерность потока.
р
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 существенно увеличивается и значительно превосходит нормированную величину.
кр
Из графиков, приведенных на фиг.2, видно, что фактические значения параметра суммарной неоднородности W не только достигают критических значений W (линия 1), но и превосходят их. Тем не менее, двигатель с переходным элементом в виде диффузора работает без потери его газодинамической устойчивости (ГДУ).
пр
р
На фиг.3 в зависимости от приведенной частоты вращения N ротора низкого давления представлены величины радиальной неравномерности потока - Δσ, полученные в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и там же приведены результаты, полученные в полете на эксплуатационных режимах.
р
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.
Способ реализуется следующим образом.
о
р
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 и радиальной Δσ 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).
о
р
Измерение стационарных низкочастотных параметров потока (полей полных давлений) используют для определения величин окружной Δσ и радиальной Δσ неравномерности.
Измерения динамических высокочастотных параметров потока (турбулентных пульсаций полного давления) используют для определения величины среднеквадратичного отклонения интенсивности пульсаций ε.
о
Величину радиальной неравномерности потока определяют по вышеуказанной формуле. Величину окружной неравномерности потока Δσ и среднеквадратичное отклонение интенсивности турбулентных пульсаций ε определяют по известной методике (см., например, Н.Х.Ремеев «Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов», издание ЦАГИ, 2002 г.).
кр
кр
о кр
кр
р
Затем, полученные результаты используют при определении границ газодинамической устойчивости двигателя по параметру W, определяемому по формуле W=Δσ+ε+Δσ.
кр
р
Таким образом, учет в параметре W влияния величины радиальной неравномерности потока Δσ 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.