Способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя



Способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя
Способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя
Способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2409768:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") (RU)

Способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя включает 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 Δσо кр на входе в двигатель и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций εкр, расчет критической величины суммарной неоднородности потока Wкp с учетом окружной неравномерности потока Δσо кр и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций εкр, при этом, 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 Wкр дополнительно учитывают величину радиальной неравномерности потока Δσр, определяемую как разность между критической величиной радиальной неравномерности потока Δσр кр, полученной в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и максимальной величиной радиальной неравномерности потока Δσр пол mах, полученной в полете на эксплуатационных режимах, а расчет критической величины суммарной неоднородности потока Wкp осуществляют по формуле Wкр=Δσo кркp+Δσp, где Δσо кр - критическая величина окружной неравномерности потока; εкр - величина критического среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций; Δσр=Δσр кр-Δσр пол mах - величина радиальной неравномерности потока. Изобретение позволяет повысить достоверность и точность результатов испытаний при определении границы газодинамической устойчивости двигателей, подсоединяемых к летательному аппарату через переходной элемент. 3 ил.

 

Изобретение относится к испытаниям авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение в авиационной промышленности.

Известен способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя, включающий определение величин окружной неравномерности потока Δσo и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε на входе газотурбинного двигателя и расчет по полученным значениям критической величины суммарной неоднородности потока Wкр, по формуле Wкр=Δσо+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.

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 Δσо кр на входе в двигатель и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций εкр, расчет критической величины суммарной неоднородности потока Wкр с учетом окружной неравномерности потока Δσо кр и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций εкр, 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 Wкр дополнительно учитывают величину радиальной неравномерности потока Δσр, определяемую как разность между критической величиной радиальной неравномерности потока Δσркр, полученной в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и максимальной величиной радиальной неравномерности потока Δσр пол max, полученной в полете на эксплуатационных режимах, а расчет критической величины суммарной неоднородности потока Wкр осуществляют по формуле

Wкр=Δσо кркр+Δσр,

где Δσо кр - величина окружной неравномерности потока;

εкр - величина среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций;

Δσр=Δσр кр-Δσр пол max - 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.

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 Δσ0 и радиальной неравномерности Δσр, а турбулентные пульсации характеризуются величиной среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций ε.

При определении границы газодинамической устойчивости двигателя в наземных и летных испытаниях без переходного элемента, в параметре суммарной неоднородности потока Wкр радиальная неравномерность потока Δσр, ввиду ее незначительности (Δσр не должна превышать нормируемой величины 3,3%), не учитывается.

При совместной работе двигателя, соединенного с входным устройством при помощи переходного элемента, как показали исследования авторов, величина радиальной неравномерности Δσр не только существенно увеличивается и значительно превосходит нормированную величину, но и влияет на запасы газодинамической устойчивости двигателя. Таким образом, учет радиальной неравномерности Δσр 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.

На фиг.1 представлены графики зависимости радиальной неравномерности Δσр от суммарной неоднородности потока W;

на фиг.2 - графики зависимости величины суммарной неоднородности потока W от приведенной частоты вращения Nпр ротора низкого давления при испытаниях в процессе полета самолета;

на фиг.3 - графики зависимости величины радиальной неравномерности потока - Δσр от приведенной частоты вращения Nпр 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.

Nпр - приведенная частота вращения ротора низкого давления;

W - суммарная неоднородность потока;

Δσр - радиальная неравномерность потока;

Δσо - окружная неравномерность потока.

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 Δσр существенно увеличивается и значительно превосходит нормированную величину.

Из графиков, приведенных на фиг.2, видно, что фактические значения параметра суммарной неоднородности W не только достигают критических значений Wкр (линия 1), но и превосходят их. Тем не менее, двигатель с переходным элементом в виде диффузора работает без потери его газодинамической устойчивости (ГДУ).

На фиг.3 в зависимости от приведенной частоты вращения Nпр ротора низкого давления представлены величины радиальной неравномерности потока - Δσр, полученные в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и там же приведены результаты, полученные в полете на эксплуатационных режимах.

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 - Δσр.

Способ реализуется следующим образом.

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 Δσо и радиальной Δσр 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).

Измерение стационарных низкочастотных параметров потока (полей полных давлений) используют для определения величин окружной Δσо и радиальной Δσр неравномерности.

Измерения динамических высокочастотных параметров потока (турбулентных пульсаций полного давления) используют для определения величины среднеквадратичного отклонения интенсивности пульсаций ε.

Величину радиальной неравномерности потока определяют по вышеуказанной формуле. Величину окружной неравномерности потока Δσо и среднеквадратичное отклонение интенсивности турбулентных пульсаций ε определяют по известной методике (см., например, Н.Х.Ремеев «Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов», издание ЦАГИ, 2002 г.).

Затем, полученные результаты используют при определении границ газодинамической устойчивости двигателя по параметру Wкр, определяемому по формуле Wкр=Δσо кркр+Δσр.

Таким образом, учет в параметре Wкр влияния величины радиальной неравномерности потока Δσр 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.

Способ определения границы устойчивой работы газотурбинного двигателя, включающий 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 Δσo кр на входе в двигатель и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций εкр, расчет критической величины суммарной неоднородности потока Wкp с учетом окружной неравномерности потока Δσo кр и среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций εкр, отличающийся тем, что 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 Wкp дополнительно учитывают величину радиальной неравномерности потока Δσр, определяемую как разность между критической величиной радиальной неравномерности потока Δσр кр, полученной в полете на режимах определения границы устойчивой работы двигателя, и максимальной величиной радиальной неравномерности потока Δσр пол mах, полученной в полете на эксплуатационных режимах, а расчет критической величины суммарной неоднородности потока Wкp осуществляют по формуле
Wкр=Δσo кркp+Δσp,
где Δσо кр - критическая величина окружной неравномерности потока;
εкр - величина критического среднеквадратичного отклонения интенсивности турбулентных пульсаций;
Δσр=Δσр кр-Δσр пол mах - величина радиальной неравномерности потока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области обеспечения надежности защиты компрессора газотурбинного двигателя при неустойчивой работе на режиме запуска. .

Изобретение относится к поточному каналу для компрессора, который расположен концентрично вокруг проходящей в осевом направлении оси машины и для направления в осевом направлении основного потока ограничен круглой в поперечном сечении ограничительной стенкой, при этом ограничительная стенка имеет множество распределенных по окружности проходов обратного потока, через которые ответвляемый из основного потока в месте отбора частичный поток направляется обратно в основной поток в лежащем по потоку выше места отбора месте ввода, и который содержит расположенные лучевидно в поточном канале перья лопаток лопаточного венца, при этом вершины перьев лопаток лежат противоположно ограничительной стенке с образованием зазора, при этом перья рабочих лопаток установлены с возможностью движения в заданном направлении вращения вдоль окружности ограничительной стенки, или ограничительная стенка установлена с возможностью движения в заданном направлении вращения относительно перьев направляющих лопаток лопаточного венца.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям (ТРД) и газотурбинным двигателям (ГТД), а также газовым осевым компрессорам и паровым турбинам. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода или для привода электрогенератора, выполненного на базе конвертированного авиационного двигателя.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к способам диагностики помпажа и может быть использовано в области газотурбинного двигателестроения в системах автоматизированного управления авиационными газотурбинными двигателями для выявления и предупреждения помпажа компрессора.

Изобретение относится к области выявления и предотвращения помпажа компрессора в газотурбинных двигателях (ГТД) и может быть применено в системах управления авиационными ГТД.

Изобретение относится к управлению силовыми установками летательных аппаратов, преимущественно в автоматическом режиме. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТУ

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к способу управления турбокомпрессором, в соответствии с которым в трубопроводе сжатого воздуха расположен обратный клапан

Изобретение относится к способам защиты компрессоров от помпажа и может быть использовано в химической и других отраслях промышленности

Изобретение относится к области защиты осевых и центробежных компрессоров от помпажа и может быть использовано в системах защиты и управления газоперекачивающих агрегатов как для нагнетателя, так и для осевых компрессоров газоприводных двигателей

Изобретение относится к усовершенствованиям компрессоров, в частности к усовершенствованиям способа регулирования центробежных компрессоров, чтобы сделать максимальной их эффективность

Изобретение относится к области компрессоростроения, в частности к системам защиты от помпажа турбокомпрессоров, и может быть использовано в различных отраслях промышленности
Наверх