СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК И ГРАНИЦЫ УСТОЙЧИВОЙ РАБОТЫ СТУПЕНИ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА В СОСТАВЕ ГТД
METHOD AND DEVICE FOR DETERMINATION OF PARAMETERS AND STABLE OPERATION LIMITS OF AXIAL COMPRESSOR STAGE IN TURBINE ENGINE

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и газотурбостроения, в частности к испытательным стендам для определения характеристик компрессора в составе двигателя.
В компрессорах авиационных газотурбинных двигателей возможны различные срывные режимы работы, в том числе и помпаж, который может приводить к обрыву лопаток и выходу из строя всего двигателя (перегрев и разрушение лопаток турбины и компрессора). Помпаж начинается как срыв потока с лопаток компрессора и продолжает развиваться как низкочастотные колебания в системе компрессор - камера сгорания - турбина. К наиболее тяжелым последствиям для двигателя приводят именно низкочастотные колебания (Холщевников, К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели». 2-е изд., перераб. и доп. / К.В. Холщевников, О.Н. Емин, В.Т. Митрохин - М.: Машиностроение, 1986. - 432 с.). Для успешной эксплуатации газотурбинных двигателей и энергетических установок на их базе необходимо подробное исследование границы устойчивой работы компрессора, параметров в проточной части двигателя вблизи границы и причин, приводящих к появлению помпажа.
Известен способ и устройство защиты компрессора от помпажа, в котором измеряются и фиксируются значения давления газа за компрессором, перед компрессором, перепада давлений на конфузоре, частоты вращения его ротора, определяется перепад давлений на компрессоре. Затем сравниваются текущие значения этих параметров с зафиксированными значениями, и, если текущее значение перепада давлений на компрессоре выше зафиксированного, то эти текущие значения фиксируют в памяти в качестве новых значений, обновляя, таким образом, память. Если же текущее значение перепада давлений на компрессоре не выше зафиксированного, значение перепада давлений на конфузоре ниже зафиксированного, а значение частоты вращения ротора не ниже зафиксированного, то формируется первый сигнал защиты. В случае снижения частоты вращения ротора непрерывно определяется разность между текущими значениями и зафиксированными частоты вращения и перепада давлений на конфузоре, определяется отношение разности перепада давлений на конфузоре к разности частот вращения. После снижения частоты на пороговую величину это отношение фиксируется, и в дальнейшем сравнивают с ним текущее значение этого отношения с учетом коэффициента кривизны газодинамических характеристик на границе помпажа. При превышении текущим значением этой функции отношения разностей зафиксированного ранее в памяти формируется второй сигнал защиты, имея при этом общий сигнал помпажа при появлении первого или второго сигналов (патент RU №2150611, F04D 27/02, опубл. 2000.10.06).
Недостатком такого способа и устройства является необходимость накопления большого количества экспериментальных данных, при этом нет гарантии, что граница помпажа будет определена правильно.
Известен также способ антипомпажного регулирования компрессорной станции, который предусматривает определение значения параметра, характеризующего удаленность рабочей точки компрессора от границы помпажа. При помощи математической модели газодинамической сети компрессорной станции рассчитывают прогнозируемые результаты возможных помпажных ситуаций, которые запоминают в виде таблицы, которая устанавливает номера компрессоров, попадающих в помпаж в результате перехода одного или нескольких объектов газодинамической сети компрессорной станции в состояние, ведущее к помпажу. В процессе работы компрессорной станции постоянно контролируют информацию о работе станции - режимы работы компрессоров и состояние объектов компрессорной станции - положение кранов, давление в точках подключения компрессорной станции к магистральному газопроводу, сигналы управления компрессорами и кранами, по которой идентифицируют текущую конфигурацию газодинамической сети компрессорной станции и переход одного или нескольких объектов станции в состояние, ведущее к помпажу (патент RU №2001108897, F04D 27/02, опубл. 2003.06.20).
Недостатком такого способа определения границы помпажа является низкая точность прогнозов, вследствие применения математического моделирования и невозможности предсказать все возможные варианты наборов параметров, приводящие к появлению помпажа, невозможность исследовать характеристики отдельных ступеней осевого компрессора.
Известен также способ проверки термодинамического состояния компрессора газотурбинного двигателя, заключающийся в выводе компрессора на режимы с заданными параметрами расхода воздуха и степени повышения полного давления, приведенными ко входу в компрессор, последовательным изменением площади выходного сопла и частоты вращения, измерения параметров двигателя на этих режимах и сравнения их с контрольными. С целью сокращения объема испытаний, после выхода компрессора на заданный режим по расходу воздуха автоматически поддерживают расход воздуха постоянным при помощи системы регулирования площади выходного сопла (а.с. SU №711831, G01M 15/00, опубл. 2005.11.10).
Недостатком подобного способа является то, что при достижении границы устойчивой работы, в двигателе может наступить помпаж, приводящий к разрушению двигателя (перегрев лопаток турбины) и затрудняющий дальнейшие исследования, невозможность исследовать характеристики отдельных ступеней осевого компрессора.
Известно также устройство для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в системе газотурбинного двигателя, в котором для смещения точки совместной работы компрессора и турбины по характеристике компрессора к границе устойчивой работы (помпажа) на выход камеры сгорания исследуемого двигателя вводят генерируемую устройством парогазовую смесь. Источником для создания парогазовой смеси является камера сгорания, выполненная по типу камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (патент RU 2297612, G01M 15/00, опубл. 2006.11.27).
Недостатком такой конструкции является сложность стенда, необходимость наличия дополнительной камеры сгорания, источников воздуха и топлива с высоким давлением (камера сгорания жидкостного ракетного двигателя) и невозможность исследовать характеристики отдельных ступеней осевого компрессора.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому является устройство и способ для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе газотурбинного двигателя, по которому для смещения точки совместной работы компрессора и турбины по характеристике компрессора к границе устойчивой работы вводят рабочее тело в камеру сгорания исследуемого двигателя, причем рабочее тело подают на вход камеры сгорания или в выходное сечение исследуемого компрессора. Источником рабочего тела может являться баллон со сжатым воздухом или дополнительный двигатель, выведенный на определенный режим, соединенный трубопроводом в сечении на выходе из компрессора или в промежуточных ступенях (патент RU 2488086, G01M 15/14 F04D 27/02, опубл. 2013.07.20).
Недостатком такой конструкции является невозможность исследования характеристик отдельных ступеней осевого компрессора для определения их запасов устойчивости.
Задача изобретения - разработка устройства и способа для исследования характеристик и границы устойчивой работы ступеней осевого компрессора в составе ГТД.
Технический результат - исследование режимов работы ступени осевого компрессора на границе устойчивой работы без негативных воздействий на элементы исследуемого двигателя.
Поставленная задача решается при помощи способа для определения характеристик и границы устойчивой работы ступени осевого компрессора в составе газотурбинного двигателя, по которому для смещения рабочей точки по характеристике ступени компрессора к границе устойчивой работы вводят рабочее тело в проточную часть газотурбинного двигателя, согласно изобретению рабочее тело вводят в межлопаточный канал направляющего аппарата исследуемой ступени компрессора.
Поставленная задача решается также при помощи устройства для определения характеристик и границы устойчивой работы ступени осевого компрессора в составе газотурбинного двигателя, содержащего источник рабочего тела, согласно изобретению соединенный с корпусом компрессора вблизи направляющего аппарата исследуемой ступени трубопроводом, заканчивающимся струйной форсункой с косым срезом, в котором расположена дроссельная заслонка.
Кроме того, согласно изобретению трубопровод может быть соединен с источником рабочего тела и с полой лопаткой направляющего аппарата исследуемой ступени осевого компрессора, в которой выполнены отверстия для выпуска воздуха в проточную часть.
Существо изобретения поясняется чертежами. На чертеже фиг.1 изображена часть исследуемого двигателя со схемой устройства для определения характеристик ступени осевого компрессора, в котором воздух от источника рабочего тела подается в корпус вблизи направляющего аппарата исследуемой ступени. На фиг.2 изображена часть исследуемого двигателя со схемой устройства для определения характеристик ступени осевого компрессора, в котором воздух от источника рабочего тела подается в полую лопатку направляющего аппарата и выходит из системы отверстий в проточную часть.
Часть исследуемого двигателя (фиг.1) включает в себя осевой компрессор, который состоит из корпуса 1, лопаток направляющего аппарата 2, лопаток рабочего колеса 3, трубопровода 4, соединяющего источник рабочего тела 5 с корпусом 1 компрессора. Рабочее тело от источника рабочего тела 5 поступает по трубопроводу 4 в межлопаточный канал направляющего аппарата исследуемой ступени через струйную форсунку с косым срезом 6 под определенным углом к оси двигателя. В трубопроводе 4 установлена дроссельная заслонка 7, при помощи которой изменяются параметры вводимого в компрессор воздуха. Из-за изменившегося давления на выходе из межлопаточного канала направляющего аппарата изменяется его режим работы, при определенных параметрах вводимого в компрессор воздуха возможны срывные режимы работы, т.е. точка помпажа. Так как влияние оказывается только на один межлопаточный канал, помпаж компрессора и двигателя не наступает. Воздух от источника рабочего тела может также подводиться в пустотелую лопатку направляющего аппарата 8 (фиг.2) и выходить в проточную часть из системы отверстий 9 (фиг.3) на корыте и спинке, способствуя отрыву пограничного слоя. По параметрам вводимого воздуха и срыву пограничного слоя можно определить границу устойчивой работы исследуемой ступени.
Пример конкретной реализации способа.
При исследовании характеристик второй ступени компрессора низкого давления ТРДДФсм с расходом порядка 100 кг/с в выбранный направляющий аппарат второй ступени компрессора подается через струйную форсунку воздух из баллона со сжатым воздухом под давлением 20 МПа через систему дросселей и дроссельный вентиль. С началом опыта двигатель выводится на исследуемый режим, открываем дроссельный вентиль, при достижении давления воздуха выходящего в проточную часть двигателя порядка 0,3 МПа, (расход воздуха порядка 0,3 кг/с) с рабочего колеса начинается срыв потока, т.е. достигли границы помпажа для одного межлопаточного канала исследуемой ступени. При этом, так как расход вводимого в проточную часть воздуха пренебрежительно мал по сравнению с расходом воздуха через компрессор двигателя, запас газодинамической устойчивости компрессора сохраняется.
Заявляемое изобретение и способ позволяют исследовать характеристики и границы устойчивой работы ступеней осевого компрессора в составе газотурбинного двигателя, позволяют производить исследование режимов работы ступени осевого компрессора на границе устойчивой работы без негативных воздействий на элементы исследуемого двигателя.