Способ определения величины тока выноса электрически заряженных частиц в выхлопной струе авиационного газотурбинного двигателя в полёте
METHOD FOR DETERMINING THE AMOUNT OF JET ENGINE VELOCITY CURRENT OF ELECTRICALLY CHARGED PARTICLES IN THE EXHAUST STREAM OF AN AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE BLAST IN FLIGHT

Изобретение относится к области исследования свойств веществ, а именно, к определению тока электрически заряженных частиц в выхлопной струе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) в полете.
Принцип работы основан на следующих положениях.
При полете самолета в облаках и осадках имеет место соударение наружной поверхности корпуса самолета с частицами облаков и осадков. Соударение сопровождается разделением электрических зарядов между самолетом и «отскакивающей» от самолета частицей. Обычно частица отдает самолету один элементарный заряд (один электрон). При этом на самолете накапливается электрический заряд отрицательной полярности. Величина заряда определяется следующими факторами: скорость и размеры самолета; тип и концентрация аэрозолей.
При достижении напряженностью электрического поля у поверхности самолета пороговых величин у наиболее удаленных от «электрического центра» самолета и «заостренных» элементов конструкции возникает электрический коронный разряд, посредством которого часть заряда с корпуса самолета стекает в атмосферу. Коронный разряд образует электромагнитное излучение, которое может восприниматься бортовыми радиоприемными антеннами самолета как помеха.
Для предотвращения указанных помех на самолете в зонах возникновения коронных разрядов (в основном это законцовки и прилегающие к ним задние кромки крыла и оперения) устанавливаются специальные устройства -электростатические разрядники. Особенности их конструкции (длина, «заостренность» электродов, электрическое сопротивление) обеспечивают демпфирование радиопомех электростатического характера.
Число разрядников для каждого типа самолета определяется расчетным путем, учитывающим максимально допустимую величину тока через разрядник (обычно 30 мкА), величину зарядного тока самолета, которая, в свою очередь, рассчитывается, исходя из размеров самолета и максимальной скорости полета.
Помимо вышеописанного механизма образования заряда на самолетах, называемого «внешней» электризацией, для некоторых типов самолетов характерна так называемая «двигательная» электризация. Она заключается в том, что двигатели этих самолетов при процессах горения в камере сгорания генерируют в своем тракте электрически заряженные частицы сажи, которые выхлопной струей выносятся в атмосферу. Заряд частиц положительный. При этом на корпусе самолета образуется заряд, равный по величине «вынесенному», но противоположной полярности. Заряд от двигателя суммируется с зарядом внешней электризации.
Ток струи двигателя получил название «ток выноса». Он характерен не для всех типов двигателей, а определяется конструктивными особенностями двигателя. Ток имеет зависимости от числа оборотов двигателя, метеоусловий и скоростного напора (высоты и скорости полета). Неучет его при определении потребного числа разрядников для каждого типа самолета может приводить к перегрузкам разрядников и, как следствие, к помехам бортовым радиоприемным устройствам. Указанное явление имело место на ряде самолетов. Поэтому при разработке системы электростатической защиты самолета необходимо знать максимальное значение тока выноса на всех режимах полета.
В настоящее время расчетным путем ток выноса не определяется, а измеряется в ходе натурных испытаний двигателя.
Следует отметить ряд изобретений, также использующих электрические параметры процессов горения в газотурбинных двигателях. Эти изобретения позволяют проводить диагностику технического состояния двигателей и их работы.
Известен способ диагностики газотурбинных двигателей на установившихся и неустановившихся режимах работы. За срезом сопла двигателя вне его газодинамической струи устанавливают электростатическую антенну для регистрации пульсаций электрического поля, создаваемого заряженными частицами струи. При характере пульсаций, отличном от эталонного, делается заключение о наличии неисправности двигателя (патент RU №2258923 от 21.01.2004).
Также с помощью электростатической антенны, установленной за срезом сопла, определяют амплитуду пульсаций электростатического поля, образованного зарядами струи, и при отличии параметров пульсаций от эталонных делается вывод о качестве воспламенения топливовоздушной смеси в форсажной камере (патент RU №2263808 от 24.02.2004), а также контролируется режим работы двигателя с указаниями «Неисправность», «Прогнозируемая неисправность» и
«Неустановившийся режим», и проводится его диагностика (патент RU №2310180 от 21.03.2008).
Известен способ контроля режима горения в газотурбинной установке, который позволяет контролировать режим горения ГТД по сигналам ЭДС индукции, возникающей при взаимодействии электропроводной компоненты газового потока с магнитным зондом, размещенным на поверхности ГТД. Сравнение замеренных сигналов индукции на разных режимах работы ГТД позволяет осуществлять контроль горения в камере сгорания (патент RU №2245491 от 22. 05. 2002 г. ).
Каждый из четырех вышеупомянутых способов основан на поведении электрически заряженных частиц, образующихся при горении в тракте двигателя, но ни один из способов не дает информацию о величине тока выноса двигателя этих частиц.
Известен способ измерения тока выноса при наземной гонке двигателя микроамперметром постоянного тока, включенным в цепь заземления самолета на стоянке, при демонтаже всех прочих заземляющих цепей. С его применением впервые была обнаружена двигательная электризация (труды ЦИАМ 1288, 1991 г., Ватажин А.В., Лихтер В.А., Фарамазян В.В. и др. «Исследования пульсации электрического поля вблизи струи ТРД»).
Недостатком в указанном способе является то, что невозможно получение данных на разных высотах и скоростях полета, а также в разных метеоусловиях. Настоящий способ используется только для экспресс - контроля.
Известна работа «Двигательная электризация летательных аппаратов как источник радиопомех» (А.А. Варфаломеев, М.Е. Гущин, С.В. Коробков, ЖТФ, т.41, вып.1), в которой дается заключение о параметрах двигательной электризации низколетящего аппарата (вертолета) в полете на основании данных по измерениям напряженности электрического поля установленными на земле приборами. Диагностируя причины электризации вертолета и сопутствующих электризации радиопомех бортовых радиоприемников, как следствие работы двигателя, способ не дает возможности определения «тока выноса».
Известен способ измерения тока в полете («Электризация самолетов в облаках и осадках», И.М. Имянитов, Гидрометиоиздат, 1973 г.). Он позволяет получать данные во всем диапазоне условий эксплуатации самолета. Летные испытания проводятся на специально оборудованном самолете-лаборатории, предназначенной для испытаний вновь разработанного двигателя, устанавливаемого вместо одного из штатных. Самолет оснащается комплектом измерительной аппаратуры: измерителями напряженности полей атмосферы и заряда самолета, токоприемной пластиной на участке лобовой поверхности самолета, измерителями токов со всех разрядников самолета. К разрядникам прокладывается электропроводка, что, учитывая их места установки на крыле и оперении, является трудоемкой процедурой. Ток выносной определяют через сумму токов с разрядников.
Наиболее близким к предлагаемому способу является «Способ определения содержания частиц сажи в выхлопной струе ГТД», патент RU №2645173 от 26.12.2016 г., в котором вычисление числа дымности двигателя проводится по определенному в полете току выноса двигателя, определенному как сумма токов через электростатические разрядники.
Помимо трудоемкой процедуры проводки к разрядникам следует отметить существенную ошибку в результатах в связи с тем, что коронный разряд возникает не только на разрядниках, но и на иных элементах конструкции (штанге приемника воздушного давления, штанге дозаправки в полете, на выступающей антенне, обечайке бортового радионавигационного огня), а их препарировка невозможна.
При наличии тока двигателя на режиме взлета самолета после отрыва от ВПП начинается процесс электрической зарядки самолета, как изолированного в пространстве тела, истекающими из двигателя заряженными частицами. При этом самолет заряжается током, равным по величине «вынесенному», но с противоположным знаком. По мере заряжения электрической емкости самолета вокруг самолета, как уединенного тела, образуется электрическое поле. При достижении напряженности поля величины, достаточной для возникновения электрического коронного разряда, на элементах конструкции самолета возникает названный разряд. Напряженность поля определяется рядом факторов: потенциалом (зарядом) самолета, размерами и формой самолета и его элементов, высотой полета над землей.
Посредством коронного разряда заряд с самолета стекает в атмосферу. По окончании взлетного режима основная часть стекания происходит через специально предназначенные для этой цели элементы конструкции самолета электростатические разрядники.
Непосредственно после отрыва от ВПП максимальная напряженность электрического поля имеет место на нижней поверхности самолета, у оконечностей токосъемников шасси, как имеющих заостренную форму и наиболее близких к земле из элементов самолета. Токосъемник шасси - устройство, предназначенное для стекания в землю остаточного заряда самолета при касании ВПП, устанавливается на стойках шасси и представляет из себя пружинистый металлический пруток. В это время у боковых и верхних поверхностей самолета величины напряженности поля имеют нулевые значения. В связи с этим обстоятельством возникают токи коронного разряда только на токосъемниках шасси, а на прочих элементах конструкции, в частности, на разрядниках, они отсутствуют. Поэтому заряд самолета стекает через токосъемники, и ток выноса Iд равен суммарному току токосъемников шасси с противоположным знаком (Iд=-Iт).
pi
д
д
pi
По мере набора высоты напряженность электрического поля у обращенной к земле поверхности самолета уменьшается, что вызывает постепенное уменьшение токов с токосъемников, вплоть до нулевых значений. Одновременно с этим по мере набора высоты появляются токи с разрядников с тенденцией роста до стабильных значений, которые соответствуют стабильной величине тока выноса для данного режима полета. Описанный процесс перераспределения токов имеет место в диапазоне высот от нулевой высоты до приблизительно 30 м. На высотах более 30 м ток выноса компенсируется токами с элементов конструкции, в основном с разрядников, носовой штанги ПВД и т.д. Располагая замеренными в диапазоне малых высот данными по току одного из разрядников I (где i - номер разрядника), можно определить долю К тока I, стекающего через разрядник: К=I / I. Величина коэффициента К постоянна для всех режимов полета. Зная его, можно вычислить ток двигателя на любой высоте Н:
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении точности измерения тока двигателя, а также в упрощении процедуры оборудования самолета. За основу расчета величины тока выноса электрически заряженных частиц в выхлопной струе ГТД в полете полагаются данные измерения на взлетном режиме тока короны с токосъемников шасси и одного из электростатических разрядников самолета.
Для достижения названного технического результата в предлагаемом способе определения величины тока выноса электрически заряженных частиц в выхлопной струе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) в полете, предусматривающем измерение в ясных метеорологических условиях токов коронных разрядов с электростатических разрядников и определение по данным об указанных токах величины тока выноса, на летающей лаборатории (ЛЛ) вместо штатного двигателя устанавливают новый испытываемый ГТД. Дополнительно на ЛЛ препарируют токосъемники шасси для измерения с них токов коронных разрядов. Выполняют взлет ЛЛ на режиме двигателя, обеспечивающем максимальный ток выноса. После отрыва от взлетно-посадочной полосы в диапазоне высот приблизительно 0-30 м измеряют токи коронных разрядов, возникающих на токосъемниках шасси, и отбирают максимальные значения тока для каждого токосъемника. По сумме максимальных токов с токосъемников определяют ток выноса с противоположной полярностью. По мере набора высоты полета при достижении токами на токосъемниках шасси нулевых значений на одном из электростатических разрядников самолета начинают измерять ток до достижения этим током устойчивого значения, а затем определяют приходящуюся на этот разрядник долю от тока выноса, измеренного на токосъемниках шасси. Максимальный ток выноса на любом из различных режимов полета и при различных метеоусловиях определяют на основе полученной приходящейся на разрядник доли от тока выноса и измеренного на данном разряднике тока. Значения максимального тока выноса затем используют для определения уровня дымления двигателя, для разработки системы электростатической защиты радиоприемной аппаратуры самолета. По сравнению зависимости тока выноса от числа оборотов испытуемого двигателя с калибровочной кривой диагностируют исправность двигателя.
Способ осуществляется следующим образом.
Предлагаемый способ был апробирован в ходе натурных экспериментов на ЛЛ с испытываемым двигателем. На самолете с помощью диэлектрических вставок были препарированы все электростатические разрядники (5 штук), а также два токосъемника шасси.
Препарирование заключалось во включении между каждым из указанных элементов и электрической «массой» самолета измерителей постоянного тока с RC-фильтрами, заключенными в измерительный блок. RC-фильтры необходимы для предотвращения влияния на измерения выплесков тока, характерных для коронного разряда.
Самолет выполнял взлет с числом оборотов двигателя n=100% (режим, на котором ток выноса обычно максимален) при скорости отрыва от ВПП 300 км/час. На высоте 2 м был замерен суммарный ток токосъемников Iт=-62 мкА, ток с электростатических разрядников отсутствовал.
pi
По мере набора высоты токи 1 т уменьшались, и одновременно стали появляться и увеличиваться токи с разрядников I (i=1,…5, где i - номер разрядника). К высоте 20 метров токи с токосъемников шасси исчезли, а суммарный ток всех разрядников составил
p2
При этом ток второго разрядника, установленного на правой полуплоскости крыла, составил I=-9 мкА.
Полагая суммарный ток токосъемников Iт вблизи ВПП по абсолютной величине равным току выноса, получаем, что на рассматриваемом режиме ток выноса Iд=62 мкА. Очевидно, что разность абсолютных величин токов Iд и  равная 14 мкА, определяется короной с непрепарированных элементов.
д
Зная долю К тока выноса I, которая приходится на второй разрядник , можно по замеренному току Ipi вычислить искомый ток выноса на любом режиме полета. Например, в диапазоне высот 0-10000 м был замерен максимальный ток  что соответствует максимальному току выноса
Ток выноса указанной величины необходимо учитывать при проектировании системы электростатической защиты и при определении уровня дымления двигателя; по сравнению зависимости тока выноса от числа оборотов испытуемого двигателя с калибровочной кривой диагностируют исправность двигателя.