Газодинамическая устойчивость авиационного двигателя что такое

14.03.202314.03.2023 admin 0 Comments

ИСПЫТАНИЯ ПО ОПРЕДЕЛЕНИЮ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ

Компрессор, работающий в системе двигателя, обладает запасом газодинамической устойчивости, измеряемым расстоянием от линии рабочих режимов (ЛРР) до границы устойчивой работы (ГУ). При этом используются критерий устойчивости К_у и запас устойчивости DК_у:

(5.26)

Эти параметры находят при постоянном значении приведенной частоты вращения.

Под влиянием эксплуатационных факторов и режимов работы двигателя ЛРР меняет свое положение. Запасы устойчивой работы в фиксированных условиях полета определяются относительно ЛРР, соответствующей установившимся режимам работы двигателя. Различают понятия «располагаемые запасы устойчивости» и «потребные запасы». Потребные запасы назначаются с учетом факторов, приводящих к сдвигу ЛРР к ГУ таких как:

— тепловое состояние двигателя;

— неоднородность потока на входе в двигатель.

Действительные, располагаемые, запасы устойчивости должны превышать потребные. Располагаемые запасы находятся экспериментально на установившихся, переходных и динамических режимах работы двигателя.

В первом случае изменяют степень дросселирования компрессора в системе двигателя специальными методами. Степень дросселирования меняется ступенчато, и на каждой ступеньке на установившемся режиме фиксируются положение ЛРР, критерии устойчивости и так последовательно до момента потери устойчивости двигателя.

Чтобы лучше представить способы дросселирования компрессора в системе двигателя, рассмотрим для примера одновальный ТРД. Из уравнения неразрывности для сечения на входе в двигатель и критического сечения первого соплового аппарата турбины имеем

(5.27)

Из уравнения равенства работ компрессора и турбины получаем

(5.28)

Подставляя (5.28) в (5.27), получим уравнение линии рабочих режимов

(5.29)

Это уравнение дополняется уравнением неразрывности для соплового аппарата турбины и критического сечения сопла

(5.30)

Полученные уравнения позволяют найти способы дросселирования компрессора в системе двигателя. Из (5.29) видно, что ЛРР может быть сдвинута к ГУ уменьшением площади соплового аппарата турбины F_c.a. При этом как следует из (5.30) увеличивается степень понижения давления газа на турбине p*_т, температура газа перед турбиной уменьшается, что приводит, тем не менее, при уменьшении F_с.а к перемещению ЛРР к ГУ. Такой способ неудобен тем, что требуется несколько отдельных сборок для изменения степени дросселирования.

Дросселирование также может быть осуществлено, уменьшением площади сопла. Из (5.30) видно, что уменьшение F_с.кр приводит к уменьшению степени расширения p*_т и, следовательно, к увеличению температуры газа перед турбиной Т*_г. Этот способ менее эффективен, поскольку сдвиг ЛРР к ГУ происходит вследствие увеличения температуры газа Т*_г, что, естественно, ограничивает возможности метода. Расширить диапазон дросселирования можно применением при испытаниях на высотных стендах воздуха с пониженной температурой Т*_в. Преимущество метода заключается в том, что можно использовать регулируемое сопло и непрерывно регулировать степень дросселирования. С тем же эффектом при испытаниях можно использовать увеличение давления в барокамере, что приводит к уменьшению плотности тока в критическом сечении сопла q(l_с.кр) и степени понижения давления p*_т, если l_с

Кроме указанных способов, можно использовать также вдув воздуха от постороннего источника или впрыск воды в камеру сгорания. Физическое воздействие на положение ЛРР эквивалентно уменьшению площади критического сечения соплового аппарата турбины. Отличие состоит в том, что при этом понижается температура газа перед турбиной.

Определение запасов ГДУ на переходных режимах основано на том, что ускорение ротора двигателя обеспечивается превышением работы турбины над работой компрессора. Этим режимам двигателя соответствуют большая подача топлива и более высокий уровень температуры газа перед турбиной по сравнению с установившимися режимами. В результате на режимах приемистости ЛРР располагаются выше ЛРР на установившихся режимах. При проведении таких испытаний АСУ настраивается на более высокий темп приемистости. Применение этого метода ограничивается из-за роста температуры газа перед турбиной.

Для определения ГДУ используются также динамические режимы работы, которые отличаются от переходных ускоренным протеканием газодинамического процесса. К таким способам относится определение запасов ГДУ путем кратковременного заброса топлива в камеру сгорания. При этом происходит кратковременное увеличение температуры газа Т*_г и работы турбины. Это вызывает перемещение ЛРР к ГУ, а также увеличение частоты вращения ротора. Поскольку скорость газодинамических процессов значительно выше, чем скорость увеличения частоты вращения ротора из-за большой его инерционности, то уменьшение ГДУ происходит практически при постоянной частоте вращения ротора. Кратковременное повышение температуры газа Т*_г не опасно для прочности турбины.

Для двигателей более сложных схем применяются помимо перечисленных и другие, методы определения запасов ГДУ. Например, может использоваться регулирование площади смесителя в двухконтурном двигателе, перепуск воздуха из отдельных ступеней компрессоров в наружный контур. При этом, как правило, одного метода недостаточно, требуется применение комбинации нескольких методов.

При испытаниях двигателя совместно с таким генератором проверяется чувствительность двигателя к неоднородности потока и определяются потребные запасы ГДУ на неоднородность потока, а также выбирается уровень входной неоднородности для проверки серийных двигателей на достаточность запасов. При серийном выпуске каждый или один двигатель из определенной партии проверяется с выбранным интерцептором на достаточность запасов ГДУ от неоднородности потока.

Генератор неоднородности может применяться при испытаниях двигателя также для нахождения располагаемых запасов ГДУ. Если в первом случае двигатель с выбранным уровнем неоднородности потока должен работать без потери устойчивости, то во втором случае двигатель доводится до режима потери устойчивости путем увеличения уровня неоднородности.

Вопросы для самоконтроля

1. Зачем в дополнение к стандартным атмосферным условиям вводятся расчетные атмосферные условия?

2. Насколько целесообразно принятое условие для САУ, что абсолютное влагосодержание d=0?

3. Что в наибольшей степени вызывает нарушение подобия работы двигателя?

4. Какими способами можно уменьшить поправки к измеренной тяге двигателя на закрытом наземном стенде?

5. При каких условиях измеренная сила при испытаниях двигателя по схеме с присоединенным трубопроводом будет равна полетной тяге?

6. Для определения каких параметров рабочего процесса используется уравнение энергии?

7. Какие пути используются для нахождения параметров рабочего процесса и характеристик узлов?

8. Какова роль математической модели в анализе результатов испытаний?

9. На каких принципах основаны способы определения запасов газодинамической устойчивости двигателя?

Глава 6.
ИСПЫТАНИЯ ПО ПРОВЕРКЕ РЕСУРСА ДВИГАТЕЛЯ

Источник

Способ определения запаса газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя

Владельцы патента RU 2352913:

Нарушение устойчивой работы газотурбинного двигателя, называемое потерей газодинамической устойчивости (ГДУ) двигателя, является одним из наиболее опасных отказов авиационной силовой установки. Поэтому в эксплуатации работа на режимах, где рабочая точка на характеристике компрессора располагается вблизи границы устойчивости, т.е. где запас устойчивости мал, недопустима.

Известен способ контроля запасов газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя в серийном производстве (а.с. СССР №1271213, G01M 15/00). Его недостатком является невозможность учесть влияние некоторых факторов, которые проявляются в условиях полета.

Известен также способ определения запасов устойчивости газотурбинного двигателя (патент РФ №2024001, G01M 15/00), в котором варьируют температуру газа перед входом в компрессор, площадь выходного насадка подачи топлива, добиваются срыва и регистрируют параметры компрессора, частоту вращения, температуру воздуха и с их учетом по характеристике компрессора определяют запасы устойчивости. Его недостатком также является невозможность учесть влияние факторов, проявляющихся в условиях полета.

Недостатком этого способа является необходимость измерения приведенного расхода воздуха, что в условиях летных испытаний вызывает значительные трудности.

Известен способ определения газодинамической устойчивости компрессора газотурбинного двигателя в условиях эксплуатации (публикация UA №13488), заключающийся в том, что определяют рабочие характеристики и предел устойчивости компрессора по частоте вращения и термодинамическим параметрам, измеряют действительный расход воздуха, проходящего через компрессор, и давление воздуха на выходе компрессора. Недостатком этого способа также является необходимость измерения приведенного расхода воздуха, что в условиях летных испытаний вызывает значительные трудности.

Прототипом изобретения является способ определения запаса устойчивости по суммарному параметру неоднородности потока W [2. Ремеев Н.Х. Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов, г.Жуковский. Издательский отдел ЦАГИ, 2002, с.96-106]. В этом способе на входе в двигатель измеряют поле полных давлений воздушного потока и распределение пульсаций полного давления (обе величины представляют собой наборы данных о давлении от некоторого числа датчиков и могут быть представлены как матрицы), а также измеряют высоту полета Н и число Маха М.

По высоте полета и числу Маха находят полное давление воздуха в набегающем потоке . С учетом по матрице поля полных давлений вычисляют окружную неравномерность Δσ₀ следующим образом:

;

По измеренной матрице пульсаций полного давления определяют интенсивность пульсаций полного давления из соотношения

Суммарный параметр неоднородности потока W вычисляют через окружную неравномерность Δσ₀ потока воздуха и интенсивность пульсаций ε полного давления на входе в двигатель [2, с.105]:

Наконец, запас газодинамической устойчивости ΔK_y вычисляют по формуле

Известны две возможности определения СКО для реализации известного способа. Одна из них заключается в том, что сигналы с датчиков пульсаций регистрируют высокочастотным накопителем. В этом случае для определения СКО пульсаций давления в заданном диапазоне частот необходимо наличие спектроанализатора или специальной дорогостоящей аппаратуры, что является существенным недостатком.

Другая возможность определения СКО пульсаций давления состоит в измерении с помощью аналогового вычислителя дисперсии с последующей регистрацией как низкочастотного параметра. В этом случае СКО пульсаций измеряется в чрезмерно широком диапазоне частот (для вычислителя дисперсии 6СВД, например, СКО пульсаций измеряется в диапазоне частот 0…4000 Гц, при требуемом диапазоне

f_min…f_max Гц), что может приводить к ошибкам по определению его значений (фиг.2). При этом выборка, используемая для расчета СКО, ограничена временным интервалом осреднения (для вычислителя дисперсии 6СВД имеется только три значения временного интервала осреднения: 0,1 с, 0,5 с, 1 с), что также является недостатком.

Задачей изобретения является повышение точности определения запаса газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя на всех режимах полета самолета и работы двигателя.

Задача решается с помощью способа определения запаса газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя, в котором измеряют высоту полета и число Маха и на входе в двигатель измеряют значения элементов матрицы поля полных давлений воздушного потока и значения элементов матрицы пульсаций полного давления, по матрице поля полных давлений, высоте полета и числу Маха определяют окружную неравномерность, по матрице пульсаций полного давления определяют интенсивность пульсаций полного давления, вычисляют по окружной неравномерности и интенсивности пульсаций полного давления параметр неоднородности потока и определяют запас газодинамической устойчивости двигателя, отличающегося тем, что для определения интенсивности пульсаций полного давления выбирают диапазон частот пульсаций, характерный для упомянутого двигателя, выполняют прямое преобразование Фурье матрицы пульсаций полного давления, выполняют фильтрацию результата упомянутого преобразования в выбранном диапазоне частот пульсаций, выполняют обратное преобразование Фурье, находят дисперсию матрицы, полученной в результате обратного преобразования, и по найденной дисперсии определяют интенсивность пульсаций полного давления.

Предлагаемый способ позволяет более точно определить запас устойчивости газотурбинного двигателя при любом режиме его работы и полета за счет устранения влияния посторонних факторов.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 показаны исходная запись пульсаций полного давления P₁, Р₂, …, Р_к в некотором интервале времени и соответствующая этому интервалу зависимость интенсивности пульсаций полного давления ε_ф от времени, рассчитанная в результате применения предлагаемого способа.

На фиг.2 показаны результаты определения суммарного параметра неоднородности потока и запаса устойчивости известным (W и ΔK_у) и предлагаемым (W_ф и ΔK_у.ф) способами.

Предлагаемый способ заключается в следующем.

2. По матрице А поля полных давлений, высоте полета Н и числу Маха М определяют окружную неравномерность. Более конкретно это делают таким образом. По высоте полета Н определяют атмосферное давление р [4. Государственный стандарт Союза СССР Стандартная атмосфера. Параметры. ГОСТ 4401-73. Москва, 1974, с.92-95]. По p и числу Маха М вычисляют полное давление воздуха в набегающем потоке [5. Фабрикант Н.Я. Аэродинамика. Общий курс. М.: Наука, 1964, с.115]. Определяют окружную неравномерность

где — полное среднее давление на входе в двигатель, определенное по измеренной матрице А поля полных давлений воздушного потока на входе в двигатель (например, среднее арифметическое элементов матрицы А),

— полное давление воздуха в набегающем потоке.

3. По измеренной матрице В пульсаций полного давления определяют интенсивность пульсаций полного давления. В отличие от известного способа для определения интенсивности пульсаций выбирают диапазон частот пульсаций от f_min до f_max, характерный для исследуемого двигателя, что является существенным признаком предлагаемого способа. Выполняют прямое преобразование Фурье измеренной матрицы В пульсаций полного давления, используя время в качестве переменной для этого преобразования (преобразования Фурье описаны, например, в 6. Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. Справочник по математике. М.: Наука, 1980, с.755-757; 7. Бендат Дж., Пирсол А. Прикладной анализ случайных данных. М.: Мир, 1989, с.364-365). Затем выполняют фильтрацию результата упомянутого преобразования в выбранном диапазоне частот пульсаций от f_min до f_max, т.е. отбрасывают гармоники частот, находящихся вне этого диапазона. Выполняют обратное преобразование Фурье. Для матрицы В* пульсаций полного давления, полученной в результате обратного преобразования Фурье, находят дисперсию D этой матрицы (см. 5, с.788-789) и по дисперсии определяют интенсивность пульсаций полного давления ε_ф:

4. По окружной неравномерности Δσ₀ и интенсивности пульсаций полного давления ε_ф вычисляют уточненный параметр неоднородности потока W_ф

5. Определяют запас газодинамической устойчивости двигателя как разность между предельным W_пред и уточненным W_ф значениями коэффициента неоднородности протока

Для реализации вычислительной части предлагаемого способа разработана программа в среде математической системы «Mathcad». Результаты применения предлагаемого способа показаны на фиг.2.

Способ определения запаса газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что измеряют высоту полета и число Маха и на входе в двигатель измеряют значения элементов матрицы поля полных давлений воздушного потока и значения элементов матрицы пульсаций полного давления, по матрице поля полных давлений, высоте полета и числу Маха определяют окружную неравномерность, по матрице пульсаций полного давления определяют интенсивность пульсаций полного давления, вычисляют по окружной неравномерности и интенсивности пульсаций полного давления параметр неоднородности потока и определяют запас газодинамической устойчивости двигателя, отличающийся тем, что для определения интенсивности пульсаций полного давления выбирают диапазон частот пульсаций, характерный для упомянутого двигателя, выполняют прямое преобразование Фурье матрицы пульсаций полного давления, выполняют фильтрацию результата упомянутого преобразования в выбранном диапазоне частот пульсаций, выполняют обратное преобразование Фурье, находят дисперсию матрицы, полученной в результате обратного преобразования, и по найденной дисперсии определяют интенсивность пульсаций полного давления.

Источник

Помпаж двигателя: что это такое и чем он грозит самолету

Получайте на почту один раз в сутки одну самую читаемую статью. Присоединяйтесь к нам в Facebook и ВКонтакте.

Помпаж двигателя самолета – это особый режим работы агрегата, при котором происходит нарушение его газодинамической устойчивости. Можно сказать, что в такой момент двигатель самолета «срывается». Чаще всего данное явление сопровождается крайне характерными громкими хлопками в тракте двигателя, вибрацией, падение тяги, а в некоторых случаях, еще и извержением пламени из сопла! В совокупности все перечисленные факторы могут стать причиной разрушения агрегата прямо во время полета.

Возникает помпаж по причине срыва воздушного потока и попадания его на лопатки рабочего колеса. Резкое изменение направления воздуха становится причиной образования турбулентных завихрений в турбине, что в свою очередь приводит к изменению давления на входе в компрессор агрегата.

Спровоцирован помпаж двигателя может из-за нарушения геометрии уже упомянутых лопаток. Также причиной помпажа может стать попадание в двигатель постороннего предмета, например, птицы. В редких случаях на вероятность возникновения помпажа влияют погодные условия. Чаще всего подобное случается при сильном боковом ветре в момент запуска двигателя, а также низкое атмосферное давление при высокой температуре воздуха.

Для того, чтобы не допустить помпажа двигателя, в современных агрегатах устанавливается несколько соосных валов. Они не способны нивелировать риски в полной мере, однако существенно их сокращают. Нужны соосные валы для того, чтобы в случае срыва двигателя в одной части, его другая часть продолжила работать и предотвратила негативное явление. Помимо этого, в современных агрегатах имеются специальные клапаны перезапуска воздушного потока и поворотные лопатки, способные менять направление тока воздуха.

Также все пилоты умеют правильным образом направлять самолет в пике в случае возникновения помпажа в двигателе. С высокой долей вероятности это поможет решить проблему и не даст двигателю развалиться.

Если хочется узнать еще больше интересного, то стоит почитать о том, почему все самолеты красят именно в белый цвет и узнать, так ли это на самом деле.

Понравилась статья? Тогда поддержи нас, жми:

Источник