Способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости

Способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области испытаний авиационных двигателей, в частности к созданию на стендах условий для подготовки испытаний авиационного двигателя по оценке достаточности запасов газодинамической устойчивости.

Известен стенд испытаний авиационных двигателей на газодинамическую устойчивость с применением специального оборудования, к которому относят подвижный интерцептор, позволяющий изменять площадь проходного сечения подводящего коллектора. Для выравнивания воздушного потока после интерцептора перед входом в двигатель требуется определенное расстояние. Например, для турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой и регулируемым соплом и тягой более 120 кН это расстояние должно быть не менее пяти/шести диаметров входа в двигатель (Технология эксплуатации, диагностики и ремонта газотурбинных двигателей, Москва, «Высшая школа», 2002, с. 336-337). Недостаток аналога заключается в том, что в приведенных условиях для испытаний значения показателя достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя не будут соответствовать действительности.

Техническая проблема заключается в определении реального (действительного) значения комплексного показателя неравномерности W при стендовых испытаниях авиационных двигателей на достаточность запасов газодинамической устойчивости.

Технический результат заявленного изобретения заключается в улучшении определения точности (достоверности) значений показателя достаточности запаса газодинамической устойчивости авиационного двигателя.

Технический результат достигается тем, что способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости с помощью интерцептора, установленного в подводящем коллекторе на расстоянии от входного сечения двигателя не менее протяженности зоны срыва воздушного потока, создаваемого интерцептором. При испытании двигателя обеспечивают дозвуковое течение потока в незатененной области интерцептора, для чего определяют оптимальное расстояние от интерцептора до входного сечения двигателя последовательной установкой интерцептора на расстояние от 2 до 4 диаметров подводящего коллектора от входного сечения двигателя, при последовательной установке измеряют значение комплексного показателя неравномерности W, определяют достижение границы преждевременного помпажа путем обнаружения границы появления сверхзвукового течения потока в незатененной области интерцептора и определяют расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя, обеспечивающее возможность измерения реального значения комплексного показателя неравномерности W.

Сущность заявленного изобретения поясняется следующими иллюстрациями:

- на фиг. 1 представлена схема стенда для испытания двигателя на газодинамическую характеристику - достаточность запасов газодинамической устойчивости (далее - ГДУ);

- на фиг. 2 представлен график зависимости окружной неравномерность Δσ^окр и пульсационной составляющей потока ε от L;

- на фиг. 3 представлен график величины площади затененной области в зависимости от глубины погружения интерцептора;

- на фиг. 4 представлен график величины площади незатененной области в зависимости от глубины погружения интерцептора.

На фиг. 1 присутствуют следующие позиции: испытательный стенд 1; интерцептор 2; двигатель 3; диаметр сечения подводящего коллектора (мерное сечение) 4; незатененная площадь сечения подводящего коллектора 5; глубина 1 погружения интерцептора 2; расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя L.

При создании авиационного двигателя, а также в серийном производстве, проводятся многочисленные испытания для оценки его ГДУ. Для этой цели в сечении подводящего коллектора диаметром d на расстоянии L от входного сечения двигателя, составляющем от 2 до 4 d диаметра подводящего коллектора, устанавливается интерцептор с переменным уровнем загромождения воздушного потока. Определение достаточности запасов ГДУ обычно производят на тех приведенных оборотах ротора вентилятора, где запасы минимальны, путем погружения интерцептора в воздушный поток для достижения комплексного показателя неравномерности W, близкого к реальному уровню W, создаваемого входом в самолет.

Известно, что при выдвижении интерцептора на глубину 1 для изменения площади проходного сечения подводящего коллектора за интерцептором изменяются следующие характеристики потока (неравномерности):

- окружная неравномерность Δσ_окр;

- пульсационная составляющая потока ε.

Комплексный показатель неравномерности W определяется по следующей формуле: W=Δσ_окр+ε.

Величины параметров неравномерности - окружная неравномерность Δσ_окр и пульсационная составляющая потока ε, создаваемые интерцептором и доходящие до двигателя, зависят от расстояния L, при этом характер изменения Δσ_окр и ε различен, а именно величина Δσ_окр по мере увеличения L уменьшается существенно быстрее величины ε.

На фиг. 2 показана зависимость относительной окружной неравномерности Δσ_окр=Δσ_окр(L/d)/Δσ_окр и относительной пульсации составляющих потока ε=ε(L/d)/ε от расстояния L с учетом площади затенения потока F_инт=F_инт/F_o=0,1…0,5.

F_инт - площадь перекрытого (загроможденного) сечения диаметра подводящего коллектора;

F_o - площадь сечения диаметра подводящего коллектора.

Таким образом, при расположении интерцептора на расстоянии от входного сечения двигателя около 4 d величина Δσ_окр будет значительно меньше величины ε, поэтому для достижения требуемого значения показателя W при таком расстоянии интерцептора от входного сечения двигателя требуется более глубокое погружение интерцептора для увеличения Δσ_окр, поскольку величина ε в диапазоне изменения L от 2 до 4 d практически не изменяется при постоянном положении интерцептора.

Обнаружено, что погружение интерцептора на выбранном режиме проверки при величине L, близкой к 4 d, приводит к увеличению плотность воздушного потока в незатененной области интерцептора до критического уровня q(λ)=1, т.е. до уровня достижения скорости звука в области перед двигателем, создавая таким образом состояние воздушного потока перед двигателем, отличное от потока, создаваемого входом самолета, что сопровождается преждевременным помпажом системы, тем самым препятствуя достижению реального значения показателя W на данном режиме.

При определении предельного значения комплексного показателя неравномерности W на самолете была зафиксирована величина W=18,2, а при проверке достаточности запасов ГДУ на стенде с интерцептором, установленным на расстоянии 4,01 d от входного сечения двигателя, на том же режиме приведенных оборотов вентилятора был зафиксирован помпаж на уровне W=14,8. При этом по уровню q(λ) в незатененной области интерцептора было зафиксировано сверхзвуковое течение потока в области перед двигателем. Следовательно, для определения величины L, при котором достигается реальный уровень W, необходимо на выбранном режиме проверки обеспечить дозвуковой режим в незатененной области интерцептора. Для устранения преждевременного помпажа при испытаниях по проверке достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя необходимо выбирать таким образом, чтобы скорость потока в незатененной области интерцептора была дозвуковой, исходя из ограничения плотности воздушного потока q(λ)<1,0.

Для выбора расстояния между интерцептором и входным сечением двигателя необходимо провести испытания по проверке достаточности запасов газодинамической устойчивости на выбранном режиме с погружением интерцептора до достижения помпажной границы вентилятора при установке интерцептора последовательно па расстояния от 2 до 4 d от двигателя, определить величину W_помп (фактический уровень газодинамической устойчивости на помпажном режиме) и границу появления сверхзвукового течения в незатененной области интерцептора по уровню плотности воздушного потока q(λ) и по результатам испытаний определить величину L, обеспечивающую возможность измерения реального уровня W.

Величина скорости воздушного потока в незатененной области интерцептора на выбранном режиме определяется путем вычисления плотности воздушного потока q(λ) из стандартной зависимости расчета расхода воздуха , где:

G - расход воздуха, кг/сек.

m_кр - коэффициент для воздуха.

Р* - полное давление потока перед интерцептором, кг/см².

Т* - заторможенная температура потока перед интерцептором, K.

F - площадь незатененной области интерцептора, см².

g - ускорение свободного падения.

R - универсальная газовая постоянная.

(Таблица газодинамических функций МАП, ЦИАМ, 1956 г., с. 12, 22).

Способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости с помощью подвижного интерцептора, установленного в подводящем коллекторе на расстоянии от входного сечения двигателя не менее протяженности зоны срыва воздушного потока, создаваемого интерцептором, отличающийся тем, что при испытании двигателя обеспечивают дозвуковое течение потока в незатененной области интерцептора, для чего определяют оптимальное расстояние от интерцептора до входного сечения двигателя последовательной установкой интерцептора от входного сечения двигателя на расстояние от 2 до 4 диаметров подводящего коллектора, при последовательной установке измеряют значение комплексного показателя неравномерности W, определяют достижение границы преждевременного помпажа путем обнаружения границы появления сверхзвукового течения потока в незатененной области интерцептора и определяют расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя, обеспечивающее возможность измерения реального значения комплексного показателя неравномерности W.