Способ стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя
METHOD OF STAND TESTS OF TURBO-REACTIVE TWO-CIRCUIT MOTOR

Изобретение относится к области техники испытаний газотурбинных двигателей, а именно к способам стендовых испытаний турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток (РЛ) вентилятора двигателя.
Известен способ стендовых испытаний авиационных двигателей (RU 2649171, 2018), в котором проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя в рабочем диапазоне приведенных частот  вращения ротора вентилятора.
Известен способ стендовых испытаний газотурбинных двигателей (см. «Руководство по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах», ЦИАМ, 2012, с. 91-106), в котором также проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя в рабочем диапазоне приведенных частот  вращения ротора вентилятора.
В соответствии с известным способом, проверку отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентиляторов осуществляют для двух типов флаттера:
- «срывной», возникающий на пониженных приведенных частотах вращения ротора вентилятора при дозвуковом обтекании с повышенными углами атаки потока на рабочих лопатках;
- «сверхзвуковой», возникающий при сверхзвуковом обтекании рабочих лопаток с малыми углами атаки в области максимальных приведенных частот вращения ротора вентилятора.
Известны конструкции ТРДД с большой степенью двухконтурности, например ПД-14, GE90, GE90X, PW1400G и др., которые предусматривают размещение в наружном контуре ТРДД части конструкции пилона подвески (RU 2469916, 2008) для прикрепления двигателя к крылу самолета, например на самолетах типа Ил-86, Ил-96, Ту-204, SSJ-100, МС-21, В-777, В-747, В-887, В-737, А-320, А-350, А-380 и др. Такое размещение части пилона в канале наружного контура (КНК) двигателя оказывает существенное местное аэродинамическое влияние на поток в КНК.
Однако известные способы испытаний газотурбинных двигателей с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора предназначены для испытаний двигателей без конструкции в КНК части пилона подвески (обычно это одноконтурные турбореактивные двигатели типа АЛ-21Ф или ТРДД с форсажной камерой с малой степенью двухконтурности, например АЛ-31Ф, РД-33), а следовательно, не применимы для испытаний указанных ТРДД.
Техническая проблема, на решение которой направлено изобретение, заключается в создании способа стендовых испытаний ТРДД, позволяющего учитывать аэродинамическое влияние части конструкции пилона подвески, размещенной в канале наружного контура ТРДД, при проверке отсутствия автоколебаний рабочих лопаток его вентилятора.
Технический результат, достигаемый при реализации настоящего изобретения, заключается в обеспечении проверки отсутствия автоколебаний при дозвуковом обтекании потоком рабочих лопаток в рамках стендовых испытаний ТРДД с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески.
B
B
Технический результат достигается за счет того, что в способе стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя с размещенной в канале наружного контура двигателя частью конструкции пилона подвески проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя, для чего в рабочем диапазоне приведенных частот  вращения ротора вентилятора, соответствующем дозвуковому обтеканию потоком рабочих лопаток, измеряют полное давление  на входе в двигатель перед вентилятором, полное давление  за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, расход G воздуха через вентилятор, температуру  торможения потока на входе в двигатель перед вентилятором и частоту n вращения ротора вентилятора, рассчитывают значение  степени повышения давления первой ступени вентилятора как:
В.ПР
B
B
В.ПР
В.ПР
рассчитывают приведенную частоту  вращения ротора вентилятора и приведенный расход G воздуха через вентилятор по измеренным значениям n,  G и  сравнивают полученное значение  с назначенным по результатам предварительных испытаний данного типа двигателя верхним пороговым значением  степени повышения давления первой ступени вентилятора в зависимости от величины G в рабочем диапазоне приведенных частот  и по результату сравнения значений осуществляют подстройку работы двигателя, добиваясь совпадения значений  и  при неизменной величине G в рабочем диапазоне приведенных частот  и только при указанных условиях проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора, причем в случае их отсутствия завершают стендовые испытания, а в случае наличия автоколебаний корректируют назначенное верхнее пороговое значение  степени повышения давления и повторно проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора.
Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение. В частном случае, корректировку назначенного порогового значения степени повышения давления и повторную проверку отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора осуществляют до нахождения границы начала возникновения автоколебаний.
Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как только совокупность существенных признаков, характеризующих изобретение, позволяет осуществлять проверку отсутствия автоколебаний, возникающих на пониженных приведенных оборотах ротора вентилятора при дозвуковом обтекании с повышенными углами атаки потока на рабочих лопатках в рамках стендовых испытаний ТРДД с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески.
Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием способа стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя со ссылкой на фигуры 1-3, где
на фиг. 1 показан ТРДД с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески;
на фиг. 2 приведен график распределения статического давления на входе и за рабочими лопатками перед спрямляющим аппаратом вентилятора вдоль окружности внешнего корпуса ТРДД;
на фиг. 3 показан график, на котором представлен результат предварительных испытаний трех ТРДД одного типа в области, относящейся к дозвуковому обтеканию рабочих лопаток первой ступени вентилятора
Способ стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя осуществляется следующим образом.
В
B
В способе стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя с размещенной в канале наружного контура двигателя частью конструкции пилона подвески проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток первой ступени вентилятора двигателя, для чего в рабочем диапазоне приведенных частот  вращения ротора вентилятора, соответствующем дозвуковому обтеканию потоком рабочих лопаток, измеряют полное давление  на входе в двигатель перед вентилятором, полное давление  за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, расход G воздуха через вентилятор, температуру  торможения потока на входе в двигатель перед вентилятором и частоту n вращения ротора вентилятора, рассчитывают значение  степени повышения давления первой ступени вентилятора как:
В.ПР
B
В
В.ПР
В.ПР
рассчитывают приведенную частоту  вращения ротора вентилятора и приведенный расход G воздуха через вентилятор по измеренным значениям n,  G и  сравнивают полученное значение  с назначенным по результатам предварительных испытаний данного типа двигателя верхним пороговым значением  степени повышения давления первой ступени вентилятора в зависимости от величины G в рабочем диапазоне приведенных частот  и по результату сравнения значений осуществляют подстройку работы двигателя, добиваясь совпадения значений  и  при неизменной величине G в рабочем диапазоне приведенных частот  и только при указанных условиях проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора, причем в случае их отсутствия завершают стендовые испытания, а в случае наличия автоколебаний корректируют назначенное верхнее пороговое значение  степени повышения давления и повторно проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток вентилятора.
В частном случае, корректировку назначенного порогового значения степени повышения давления и повторную проверку отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора осуществляют до нахождения границы начала возникновения автоколебаний.
На фиг. 1 показан ТРДД с раздельными контурами с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески. При проведении стендовых испытаний авиационных ТРДД, передняя часть конструкции пилона находится в КНК 1 ТРДД. В частности, в случае одноступенчатого вентилятора передняя часть конструкции пилона размещается непосредственно за спрямляющим аппаратом (СА) 2 вентилятора. Передняя точка 3 крепления ТРДД к пилону воспринимает и передает на пилон нагрузки по трем осям - продольную (тяга), поперечную и вертикальную (вес). Задняя точка 4 крепления ТРДД к пилону воспринимает и передает нагрузки по двум осям - поперечную и вертикальную (вес), а также крутящий момент. Весь пилон в сборе подвешен на срезном болте 5, который разрушается при превышении заданной нагрузки, чтобы не повредить крыло 6 при аварийной посадке самолета на грунт.
Рабочий диапазон приведенных частот  вращения ротора вентилятора, соответствующий дозвуковому обтеканию потоком рабочих лопаток 7, задается исходя из известных результатов предварительных расчетов и испытаний, характеризующих зависимость скорости потока воздуха в вентиляторе от приведенной частоты вращения его ротора с учетом числа Маха относительной скорости потока. Верхнюю границу диапазона приведенных частот  вращения можно задать с помощью порогового значения  равного:
где  - максимальная приведенная частота вращения ротора вентилятора, при числе Маха по относительной скорости меньше 1,1.
В
На первом этапе заявленного способа измеряют полное давление  на входе в ТРДД перед вентилятором, полное давление  за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, расход G воздуха через вентилятор, температуру  торможения потока на входе в двигатель перед вентилятором и частоту  вращения ротора вентилятора, которые являются показателями нормируемых параметров при проверке на возникновение автоколебаний рабочих лопаток согласно вышеуказанному «Руководству по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах», с. 91-106.
В
Полное давление  на входе в ТРДД и температура  торможения потока могут быть измерены согласно РТМ 1574-77, а расход G воздуха - согласно РТМ 1574-77 и ОСТ 102555-85.
Полное давление  за первой ступенью вентилятора может быть определено по значению полного давления  измеренного одной радиальной многоточечной гребенкой, расположенной в угловом секторе 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона. При этом приемники полного давления располагаются на радиальной гребенке в поясах на равновеликих площадях:
- сумма величин от 1 до n;
j - порядковый номер приемника давления в гребенке;
n - число приемников давления по высоте пера гребенки.
Приемники давления гребенки могут быть расположены от выходной кромки СА 2 на расстоянии около половины величины ширины решетки СА 2, с целью предотвращения попадания приемников давления в след от спрямляющих аппаратов, расположенных далее по потоку.
Погрешности измерения параметров вентилятора на данном этапе должны соответствовать требованиям ОСТ 101021-93.
Выбор углового положения 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона обусловлен неравномерностью поля статического давления за рабочими лопатками 7 перед СА 2 вентилятора и полного давления в окружном направлении, что подтверждается данными экспериментальных исследований, приведенных на фиг. 2.
На фиг. 2 приведен график распределения статического давления на входе (в верхней части фиг. 2) и за рабочими лопатками перед СА 2 вентилятора (в нижней части фиг. 2) вдоль окружности внешнего корпуса ТРДД во входном стендовом трубопроводе в крейсерских условиях полета для трех основных режимов работы ТРДД, характеризующихся тремя различными значениями  частот вращения вентилятора.
По оси абсцисс откладывается угол по окружности внутренней части внешнего корпуса двигателя в градусах, по оси ординат - статическое давление в Па, причем 0° соответствует верхнему положению пилона за СА 2 вентилятора. Окружная неравномерность статического давления на входе в вентилятор в сечении расходомерного коллектора (РМК) во входном присоединенном трубопроводе составляет менее 0,65-0,74% от среднего статического давления в мерном сечении, а окружная неравномерность статического давления за рабочим колесом вентилятора составляет 6,5-7% от среднего статического давления в том же сечении. Такой значительный уровень окружной неравномерности статического давления за РЛ перед СА вентилятора можно объяснить исключительно аэродинамическим влиянием пилона, расположенного сразу за СА вентилятора вверх по потоку. Скорость потока на входе в СА будет выше в зоне пониженного статического давления и ниже в зоне повышенного статического давления. Вследствие этого потери полного давления  в СА вентилятора будут выше в зоне повышенных входных скоростей потока и меньше в зоне пониженных скоростей. Угловое положение зоны повышенного статического давления (и, соответственно, пониженных потерь полного давления) совпадает с местом расположения пилона в КНК 1. Поэтому каждая рабочая лопатка 7 за один оборот при вращении проходит область повышенного давления впереди пилона с пониженной осевой скоростью потока, что при сохранении постоянной окружной скорости вращения рабочей лопатки и величины  приводит к мгновенному увеличению угла атаки потока на рабочую лопатку 7 вентилятора, что в свою очередь создает наиболее благоприятные условия для возникновения «срывного» флаттера.
Таким образом, на основании полученных данных можно утверждать, что минимальные значения осевой скорости потока и максимальные углы атаки потока на рабочие лопатки 7 вентилятора должны наблюдаться перед рабочими лопатками, вращающимися напротив пилона. Этому положению вращающихся лопаток напротив пилона будет соответствовать максимальное значение степени повышения давления в ступени вентилятора.
На втором этапе заявленного способа рассчитывают значение  степени повышения давления первой ступени вентилятора как:
В.ПР
рассчитывают приведенную частоту  вращения ротора вентилятора и приведенный расход G воздуха через вентилятор по измеренным значениям
В.ПР
Значения  и G могут быть рассчитаны по известным формулам для приведения параметров:
где
0
Т* - температура при стандартных условиях, К;
0
Р* - давление при стандартных условиях, Па;
B
G - расход воздуха через вентилятор, кг/с.
0
0
В частности, в авиационной отрасли при стандартных условиях значение Т* принимается равным 288,15 К, Р* - 101325 Па по ГОСТ 4401-81 «Атмосфера стандартная».
В.ПР
В.ПР
На третьем этапе сравнивают полученное значение  с назначенным по результатам предварительных испытаний данного типа двигателя верхним пороговым значением  степени повышения давления первой ступени вентилятора в зависимости от величины G в рабочем диапазоне приведенных частот  и по результату сравнения значений осуществляют подстройку работы двигателя, добиваясь совпадения значений  при неизменной величине G в рабочем диапазоне приведенных частот  и только при указанных условиях проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток 7 вентилятора, причем в случае их отсутствия завершают стендовые испытания, а в случае наличия автоколебаний корректируют назначенное верхнее пороговое значение  степени повышения давления и повторно проверяют отсутствие автоколебаний рабочих лопаток 7 вентилятора.
В.ПР
В качестве результата предварительных испытаний, на фиг. 3 показан пример назначения верхнего порогового значения по анализу статистики эксплуатации трех двигателей одного типа - положения значений точек, составляющих линии рабочих режимов (ЛРР) на графике зависимости  от G в рабочем диапазоне
B.ПР
В качестве кривой №1 на фиг. 3 показано верхнее положение огибающей ЛРР разброса положений рабочих точек по анализу статистики эксплуатации трех двигателей одного типа, а в качестве кривой №2 - верхнее положение ЛРР с учетом запаса δКр1 по коэффициенту режима. При этом в качестве верхнего порогового значения выбирается значение  степени повышения давления первой ступени вентилятора соответствующее угловому положению 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона для соответствующего значения G на кривой №2. Запас δКр1 по коэффициенту режима может определяться в соответствии с выше указанным «Руководством по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах», ЦИАМ, 2012, с. 91-106, и в частном случае составляет 2% от максимального значения, определенного по результатам анализа верхнего положения ЛРР с учетом статистики эксплуатации двигателей данного типа.
В.ПР
Подстройка работы двигателя в случае испытания двигателя с раздельными контурами может быть осуществлена за счет изменения площади сопла наружного контура двигателя путем установки сменного насадка сопла, имеющего минимальную проходную площадь сечения, при которой обеспечивается совпадение значений  и  на характеристике вентилятора при соответствующей величине G в рабочем диапазоне  а в случае ТРДД с общим реактивным соплом за счет соответствующего изменения площади проходного сечения смесителя потоков воздуха и газа.
Для проверки отсутствия автоколебаний рабочих лопаток 7 вентилятора могут быть, например, использованы известные из уровня техники тензодатчики, устанавливаемые на рабочие лопатки 7 первой ступени вентилятора, с учетом, например, «Руководства по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах».
Выбор верхнего порогового значения  обусловлен тем, что при эксплуатации ТРДД одного типа имеется разброс положения ЛРР из-за износа узлов, выработки зазоров в конструкции уплотнений, а также из-за технологического разброса, связанного с особенностями производства ТРДД. В то же время, указанное верхнее пороговое значение  степени повышения давления первой ступени вентилятора, определяемое с учетом измерения полного давления  за первой ступенью вентилятора в угловом положении 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона, соответствует максимальному значению  степени повышения давления первой ступени вентилятора, а это, как показано выше, соответствует наиболее благоприятным условиям для возникновения «срывного флаттера». В известных способах определение значения  степени повышения давления первой ступени вентилятора ТРДД производится посредством измерения значений полного давления  равномерно по окружности за первой ступенью вентилятора. В этом случае среднеарифметическое значение  будет давать уменьшенную и смещенную величину по сравнению с максимальным значением  соответствующим угловому положению 0±10° относительно осевой линии симметрии пилона. Следовательно, только при условиях, соответствующих верхнему пороговому значению  возможно осуществление проверки отсутствия автоколебаний при дозвуковом обтекании потоком рабочих лопаток 7 вентилятора в рамках стендовых испытаний ТРДД с размещенной в канале наружного контура частью конструкции пилона подвески.