автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Научные основы конверсии авиационного двигателя для истребителя в привод наземных газотурбинных установок

Акционерное общество «А.Люлька-Сатурн»

для служебного пользования УДК 621.45 -А:621.43 Экз. № 4.

Марчуков Евгений Ювенальевич

Научные основы конверсии авиационного двигателя для истребителя в привод наземных газотурбинных

установок

Специальность 05.07.05 Тепловые двигатели летательных аппаратов

Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук (в форме научного доклада)

Москва -1998 год

Работа выполнена в Акционерном обществе «А.Люлька-Сатурн».

Официальные оппоненты:

Доктор технических наук, проф. Е.А. Гриценко Доктор технических наук О.Н. Емин Доктор технических наук Ю.А. Ножницкий

Ведущее предприятие: ГУЛ «Завод им. В.Я. Климова»

Защита состоится » декабря 1998 г. на заседании Диссертационного Совета Д 053.18.04 при Московском государственном авиационном институте (Техническом Университете)

по адресу: 125871, Москва, Волоколамское шоссе, д.4.

Диссертация в виде научного доклада разослана «_» ноября 1998 г.

Ученый секретарь Диссертационного Совета кандидат технических наук, доцент

Э.Н. Никипорец

Общая характеристика работы

Актуальность работы

В современных условиях существенно возросла актуальность и важность проведения конверсии оборонных отраслей промышленности. В условиях значительного сокращения военного заказа, конверсия имеет решающее значение для сохранения потенциала оборонных предприятий. При этом следует иметь в виду, что конверсия должна проводиться с учетом профиля данного конкретного предприятия, с использованием имеющихся уникальных наукоёмких, конструктивных разработок и технологий. Только в этом случае удается сохранить способность предприятий выполнять наряду с конверсионными и оборонные заказы. Для предприятий авиационного двигателе-строения наиболее целесообразным и эффективным способом осуществления конверсии является создание наземных газотурбинных установок различного назначения.

Конверсия высокотемпературных, современных авиационных двигателей позволит создать высокоэффективные наземные газотурбинные приводы нового поколения за счет использования последних достижений авиационного двигателестроения. Это подготавливает базу для дальнейшего совершенствования наземной газотурбинной техники. Следует особо подчеркнуть, что осуществление конверсии двигателя с истребителя позволяет расширить номенклатуру авиационных двигателей, конвертированных для наземного применения. Последнее обстоятельство весьма актуально в условиях существенного уменьшения числа разработок новых авиационных двигателей, особенно для пассажирских самолетов.

Актуальность конверсии современного двигателя, находящегося в эксплуатации, усиливается еще благодаря наличию возможности использования результатов длительной эксплуатации стационарной модификации для увеличения ресурса и надежности авиационного двигателя-прототипа. Использование такого подхода позволит существенно уменьшить затраты на создание ресурсных модификаций авиационных двигателей.

Таким образом, конверсия современного высокотемпературного двигателя для истребителя в привод наземных газотурбинных установок является актуальной и важной народнохозяйственной задачей, решение которой затрагивает также интересы обороноспособности страны.

Целью работы является разработка научных основ конверсии современного высокотемпературного двигателя для истребителя в привод наземных газотурбинных установок. Работа направлена на обобщение опыта создания стационарного привода АЛ-31СТ методом конверсии авиационного короткоресурсного двигателя четвертого поколения АЛ-31Ф.

Задачи исследования

• Обосновать целесообразность и возможность конверсии авиационного двигателя АЛ-31Ф в привод наземных газотурбинных установок.

• Сформулировать научно-технические принципы конверсии двигателя для истребителя в привод наземных газотурбинных установок.

• Разработать научную концепцию обеспечения заданного ресурса при конверсии короткоресурсного авиационного двигателя в стационарный газотурбинный привод. Осуществить доводку стационарного привода АЛ-31СТ по параметрам прочности и ресурсу.

• Разработать и реализовать методы обеспечения заданных экологических характеристик стационарного привода AJI-31CT.

• Разработать и внедрить систему автоматического управления стационарного привода. Обобщить опыт доводки и эксплуатации системы автоматического управления двигателя АЛ-31 СТ.

• Разработать и внедрить методологию эксплуатации стационарного привода с использованием сервисных ремонтно-диагностических центров.

• На основе анализа результатов эксплуатации двигателя АЛ-31 CT разработать методологию реконверсии для создания ресурсных модификаций авиационных двигателей.

Научная новизна

• Сформулированы научно-технические принципы конверсии короткоресурсного авиационного двигателя для истребителя в привод стационарной газотурбинной установки.

• Разработана новая методология обеспечения ресурса стационарных двигателей, базирующаяся на комплексном использовании результатов доводки и эксплуатации авиационных двигателей-прототипов.

• Разработаны принципы создания экологических камер сгорания авиационного типа, соответствующих мировому уровню. Разработаны основы моделирования и методики автономных испытаний предложенной камеры сгорания, позволяющие радикально сократить затраты на ее создание.

• Разработана методика создания модуля-гомогенизатора, который является базовым элементом экологической камеры сгорания и может служить основой для дальнейшего снижения уровня выбросов вредных веществ и разработки семейства экологических камер сгорания.

• Разработаны и реализованы научные принципы построения и функционирования системы автоматического управления стационарного привода, обеспечивающие достижение высоких показателей его надежности и безотказности. Обобщен опыт доводки и эксплуатации системы автоматического управления двигателя АЛ-31 СТ.

• Впервые разработана и внедрена методология эксплуатации с использованием сервисных ремонтно-диагностических центров.

• Впервые разработана методология реконверсии основных элементов двигателя для создания ресурсных модификаций авиационного двигателя-прототипа.

Разработанные конструкции элементов и систем двигателя, устройства и способы испытаний защищены 68 авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.

Практическая значимость

Реализация разработанных подходов позволяет осуществлять конверсию высокотемпературных короткоресурсных авиационных двигателей. Предложенная методология обеспечения ресурса наземных газотурбинных приводов на основе использования результатов доводки и эксплуатации авиационных двигателей-прототипов обеспечивает существенное сокращение сроков и стоимости конвертирования.

Созданный модуль-гомогенизатор является основой разработки широкого класса низкоэмиссионных камер сгорания для различных газотурбинных установок, а также для применения в других топливосжигающих устройствах. Методология моделирования и автономных испытаний экологической камеры сгорания позволяет радикально сократить затраты на ее создание.

Предложенные принципы построения и функционирования системы автоматического управления являются достаточно универсальными и могут быть реализованы в газоперекачивающих агрегатах различного типа.

Разработанная методология реконверсии позволяет существенно сократить сроки и стоимость создания ресурсных модификаций авиационных двигателей.

Реализация результатов работы

Разработанные научно-технические принципы и методы позволили создать газотурбинный стационарный привод АЛ-31СТ путем конвертирования высокотемпературного короткоресурсного двигателя АЛ-31Ф, предназначенного для истребителя. Двигатель АЛ-31СТ в феврале 1996 года успешно прошел межведомственные испытания и был рекомендован для промышленной эксплуатации.

Лидерный образец двигателя АЛ-31СТ проходит промышленную эксплуатацию в составе ГПА-Ц-16 на компрессорной станции «Карпинская» (Тюментрансгаз). Модернизированный агрегат ГПА-Ц-16Л с двигателем АЛ-31СТ в августе 1998 года прошел межведомственные испытания и готовится к поставке в эксплуатирующую организацию.

Газогенератор двигателя АЛ-31СТ используется в совместном проекте с итальянской фирмой Миоуо Р1^опе в газоперекачивающем агрегате РОТ-218. В настоящее время завершаются пуско-наладочные работы первого агрегата на компрессорной станции «Алмазная» (Пермтрансгаз).

В разной стадии готовности находятся проекты использования двигателя АЛ-31СТ в газоперекачивающих агрегатах «Яуза-16» (СП «Люлька Купер», г.Москва), «Нева-16» (АО «Кировский завод», г. Санкт-Петербург), «Волга-16» (АО «Авиадвигатель», г. Казань). Экономический эффект от вне-

дрения привода АЛ-31СТ только за счет уменьшения расхода топлива составляет 1 500 ООО руб. в год на один двигатель в ценах июля 1998 г.

Апробация работы

Основные результаты работы докладывались на ряде международных и всесоюзных симпозиумах и конференциях, а также на научных семинарах и отраслевых конференциях, в том числе на III всесоюзной конференции «Современные проблемы двигателей и энергетических установок летательных аппаратов» (Москва, 1986 г.), на XVI Гагаринских чтениях (Москва, 1986 г.), на IX всесоюзной конференции по космической энергетике (Куйбышев, 1986 г.), на XII научно-технической конференции молодых учены* и специалистов ЦИАМ (Москва, 1987 г.), на всесоюзном семинаре по газотурбинным и комбинированным установкам им. проф. Уварова (Москва, 1987 г.), на конференции «Снижение выбросов оксидов азота при сжигании жидких и газообразных топлив в энергетике и транспорте» (Москва, 1989 г.), на X международном симпозиуме по воздушно-реактивным двигателям (Ноттингем, Англия, 1991 г.), на международном симпозиуме «Двигатели - человеку Земли» (Москва, 1996 г.), на X всероссийской межвузовской конференции «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели» (Москва, 1996 г.), на третьем международном симпозиуме «Потребители-производители компрессоров и компрессорного оборудования» (Санкт-Петербург, 1997 г.), на международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателей в Поволжском регионе» (Самара, 1997 г.), на семинаре в Международной академии информации (Москва, 1998 г.), на всероссийской научной конференции «Физико-химические проблемы сжигания углеводородных топлив» (Москва, 1998 г.), на международном симпозиуме «Двигатели и экология» (Москва, 1998 г.), на XLV научно-технической сессии РАН по проблемам газовых турбин (Санкт-Петербург, 1998 г.), на семинарах кафедр 201 и 203 МАИ (Москва, 1998 г.)

Публикации

Основное содержание диссертационной работы опубликовано в монографии и 98 печатных работах, включая 68 авторских свидетельств и патентов на изобретения.

Содержание работы

Научно-производственное объединение «Сатурн» (после акционирования - АО «А.Люлька-Сатурн») было основано в 1946 году пионером отечественного двигателестроения A.M. Люлькой. Практически все время своего существования предприятие занималось разработкой двигателей для военной авиации. Наиболее известным современным двигателем, разработанным в НПО «Сатурн», является двигатель АЛ-31Ф, установленный на самолете Су-27 и его модификациях.

В начале 90-х годов в связи с резким сокращением военных заказов на АО «А.Люлька-Сатурн» была развернута программа конверсии. Для сохранения научно-технического потенциала фирмы было решено в качестве кон-

версионной продукции разрабатывать и производить наземные газотурбинные приводы для газоперекачивающей промышленности.

Данная работа написана на основании результатов, полученных на АО «А.Люлька-Сатурн» при создании стационарного газотурбинного привода АЛ-31СТ методом конверсии высокотемпературного авиационного двигателя АЛ-31Ф, устанавливаемого на истребителе СУ-27 и его модификациях. Создание стационарного двигателя проводилось под непосредственным руководством и личном участии автора. Успешное осуществление конверсии авиационного двигателя АЛ-31Ф стало возможным благодаря высококвалифицированной работе всего коллектива АО «А.Люлька-Сатурн» и использованию научно-технического задела, созданного за все годы существования фирмы.

Следует отметить, что в данной работе изложены основные аспекты проблем конверсии авиационного двигателя четвертого поколения с истребителя в наземный стационарный привод. Более подробное изложение этих проблем, а также некоторых других вопросов приведено в работах автора, список которых представлен в конце настоящего доклада.

1. Разработка общей схемы стационарного привода и принципы конверсии

1.1. Опыт и проблемы конверсии авиационных двигателей

Применение авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) в наземных промышленных установках началось за рубежом в начале 60-х годов. Основными поставщиками авиационных двигателей для промышленных установок различного типа являются известные фирмы «Роллс-Ройс» (Англия), «Дженерал Электрик» (США), «Пратт Уитни» (США) и некоторые другие [124].

В нашей стране применение авиационных двигателей в промышленных установках началось в начале 70-х годов. С этого времени АО Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова разрабатывает ГТД авиационного типа для газовой промышленности [103].

Первый газотурбинный двигатель авиационного типаНК-12СТ мощностью 6,3 МВТ, КПД т)е=26,5% был создан на базе авиационного турбовинтового двигателя НК-12М, установленного на самолетах Ту-95, Ту-114, Ан-22. Двигатель НК-12СТ начал эксплуатироваться на газоперекачивающих агрегатах ПТА-Ц-6,3 с 1974 года. Сейчас эксплуатируется более 800 таких двигателей.

Следующим двигателем, созданным АО СНТК им. Н.Д. Кузнецова, был двигатель НК-16СТ (N,¡=16 МВт, г|е=29%). Этот двигатель разработан на базе авиационного двигателя НК-8-2У, устанавливаемого на самолетах Ту-154, Ил-62. Серийная поставка двигателей НК-16СТ началась в 1982 году. В настоящее время двигатели НК-16СТ в составе ГПА-Ц-16 эксплуатируются на 118 компрессорных станциях в 535 газоперекачивающих агрегатах. На се-

го дня газоперекачивающие агрегаты ГПА-Ц-6,3 и ГПА-Ц-16 с двигателями НК-12СТ и НК-16СТ составляют 34,2% от всей установленной мощности газотурбинных приводов магистральных газопроводов России и стран СНГ [103].

На основе опыта эксплуатации двигателей НК-12СТ и НК-16СТ в 80-е годы АО СНТК им. Н.Д. Кузнецова совместно с научно-исследовательскими институтами газовой промышленности была разработана новая концепция создания конвертированных газотурбинных двигателей авиационного типа. Было признано целесообразным конвертировать не те двигатели, которые отработали ресурс на самолете, а двигатели нового поколения, которые только начинают эксплуатироваться в авиации [103]. Эта концепция имеет то преимущество, что газовая промышленность получает газотурбинные двигатели авиационного типа с современным высоким КПД.

Кроме Н.Д. Кузнецова большой вклад в развитие этого направления внес Генеральный конструктор АО СНТК им. Н.Д. Кузнецова Е.А. Гриценко. В своих работах проф. Е.А. Гриценко обосновал целесообразность конвертирования авиационных ГТД, сформулировал основные требования и принципы осуществления конверсии, разработал методологию обеспечения высоких показателей надежности при конвертировании авиационных двигателей [103-108].

Анализ опубликованных в отечественной и зарубежной печати материалов позволяет сформулировать основные проблемы, которые должны быть решены при конвертировании авиационных ГТД:

• обеспечение заданного ресурса стационарного двигателя при высокой надежности работы двигателя и его систем;

• разработка экологической камеры сгорания, удовлетворяющей заданным нормам по уровню выброса вредных веществ;

• создание надежной системы автоматического управления, обеспечивающей безотказную работу двигателя в широком диапазоне изменения режимов и внешних условий эксплуатации;

• минимизация затрат на разработку и внедрение конвертированного двигателя;

• разработка методологии эксплуатации, обеспечивающей существенное снижение стоимости жизненного цикла стационарного двигателя.

Предложенные методы решения этих проблем были апробированы при разработке наземного газотурбинного привода АЛ-31СТ, созданного методом конверсии короткоресурсного высокотемпературного двигателя АЛ-31Ф.

1.2. Разработка общей схемы и оптимизация параметров двигателя АЛ-31СТ

Главными факторами, которые было необходимо учитывать при разработке общей схемы стационарного двигателя, являлись сжатые сроки и минимальные затраты на его создание. В связи с этим было сформулировано одно из основных условий эффективной реализации проекта: обеспечить заданные требования по параметрам, надежности, ресурсу и срокам доводки с

минимально возможными изменениями в конструкции базового авиационного двигателя (рис. 1).

Исходя из этого, ротор высокого давления при разработке стационарного двигателя был оставлен без изменений. Так как двигатель АЛ-31Ф является двухконтурным, необходимо было ликвидировать вентилятор в наружном контуре, что было достигнуто подрезкой лопаток компрессора низкого давления. Однако при этом было принято решение корпус наружного контура уменьшенного диаметра оставить в схеме двигателя. Это позволило решить одновременно несколько важных задач:

• сохранить отработанную силовую схему двигателя-прототипа;

• обеспечить подвод холодного воздуха за компрессором низкого давления к воздухо-воздушному теплообменнику, используемому в системе охлаждения турбины газогенератора;

• организовать наружное охлаждение и защиту горячих частей двигателя и тем самым обеспечить заданную температуру воздуха внутри газоперекачивающего агрегата, вследствие низких тепловых потоков от двигателя;

• обеспечить оптимальное изменение радиальных зазоров в компрессоре высокого давления при изменении режимов работы двигателя;

• организовать защитный кожух для локализации разрушений внутри двигателя, что существенно повышает безопасность эксплуатации;

• уменьшить уровень шума, генерируемого двигателем.

Турбина низкого давления также была оставлена без изменений по сравнению с двигателем-прототипом. Это оказалось возможным благодаря относительно слабой зависимости КПД этой турбины от степени расширения в диапазоне значений 7^=2,25.. 1,65, который реализуется при переходе к стационарному двигателю.

Принципиальная схема двигателя АЛ-31СТ приведена на рис.2. Для получения максимально возможной эффективности стационарного двигателя данной схемы и определения геометрических размеров модернизированного компрессора низкого давления была проведена оптимизация параметров двигателя. Так как силовая турбина (СТ) является абсолютно новым элементом, в качестве основного параметра оптимизации был выбран приведенный расход газа через СТ, т.е. пропускная способность СТ. Зависимости основных параметров двигателя АЛ-31СТ от пропускной способности СТ для режима номинальной мощности >1е=1б МВт приведены на рис. 6..9.

Пологое протекание зависимости КПД от Спрст в районе максимальных значений КПД позволяет выбирать несколько большее значение пропускной способности. При ртом реализуется снижение температуры газа перед турбиной при практически незаметном снижении эффективности (рис. 6). Выбранное значение температуры газа перед турбиной на 220° меньше, чем на авиационном двигателе-прототипе, что обеспечивает большой ресурс работы элементов горячей части стационарного двигателя.

Были проведены расчеты для двух значений угла установки входного направляющего аппарата компрессора низкого давления - оевна=0° и «вна=-Ю°. Следует отметить незначительное влияние этого параметра на

эффективный КПД в области его оптимума (рис.6), и существенное влияние на запас устойчивости компрессора низкого давления (рис.9). Вследствие этого, было принято решение установить входной направляющий аппарат компрессора низкого давления в положение авнА=-Ю°> в котором обеспечиваются максимальные запасы устойчивости. При этом ВНА было предложено сделать нерегулируемым, что существенно упростило конструкцию компрессора и уменьшило его стоимость, а также стоимость системы автоматического управления двигателем.

По сравнению с базовым авиационным двигателем изменению подверглись следующие элементы:

• компрессор низкого давления - из-за перепроектирования проточной части на меньший расход воздуха и отказ от регулирования входного направляющего аппарата;

• камера сгорания - из-за перехода на газообразное топливо и для обеспечения низкого уровня выбросов вредных веществ;

• наружный контур - вследствие изменения внешнего диаметра компрессора низкого давления и установки клапана перепуска;

• система уплотнений опор - из-за перехода на лабиринтные уплотнения вместо масляных контактных уплотнений для увеличения ресурса;

• система наддува опор вследствие перехода на другой тип уплотнений;

• система автоматического управления;

Была также модернизирована масляная система двигателя для повышения ресурса работы элементов трансмиссии и уменьшения расхода масла.

1.3. Научно-технические принципы конверсии двигателя для истребителя в привод наземных газотурбинных установок

Впервые принципы конвертирования авиационных двигателей были сформулированы проф. Е. А. Гриценко. Однако при конверсии короткоре-сурсного двигателя с истребителя появляется необходимость в разработке новых принципов и уточнении некоторых положений.

В соответствии с этим были сформулированы научно-технические принципы конверсии двигателя для истребителя в привод наземных газотурбинных установок.

1. Выбор двигателя-прототипа и его конвертирование целесообразно осуществлять с учетом будущей возможности двойного и тройного применения конвертированного двигателя.

2. Формирование схемного и конструктивного облика конвертируемого двигателя следует проводить с максимально возможным использованием основных узлов и деталей двигателя-прототипа, сохраняя основу конструктивно-технологического и эксплуатационного опыта, содержащегося в базовом двигателе.

3. Комплексный выбор основных номинальных параметров, конвертируемого двигателя: развиваемой мощности, температуры и давления цикла, на-груженности критических элементов и узлов, должен осуществляться с учетом обеспечения высоких показателей надежности, с использованием

накопленного опыта наземного применения подобной техники, с учетом особенностей жизненного цикла, характеристик потребителя мощности и окружающих условий.

4. Ресурс конвертированного двигателя должен определяться на основе расчета интегральных коэффициентов запаса прочности основных узлов и деталей в соответствии с новой концепцией обеспечения заданного ресурса, базирующейся на использовании результатов доводки и эксплуатации . двигателя-прототипа.

5. При конвертировании авиационного двигателя следует уделять внимание разработке и внедрению ресурсных жаростойких покрытий лопаток газовых турбин и износостойких покрытий основных деталей, ограничивающих ресурс двигателя. При этом, приоритет следует отдавать выбору покрытия, а не замене материала лопаток.

6. Одновременно с разработкой конвертированного двигателя необходимо развернуть программу создания экологической камеры сгорания, так как камера сгорания базового двигателя-прототипа, как правило, не удовлетворяет заданным нормам по уровню выброса вредных веществ.

7. При создании конвертированного двигателя необходимо внедрение на нем универсальной многоканальной системы автоматического управления, легко адаптируемой под требования конкретного заказчика и наиболее рациональной по стоимости и затратам на ее отработку.

8. На основе современных методов ресурсного проектирования и расчетно-экспериментальных методов прогнозирования ресурса должен быть определен минимально возможный объем стендовых испытаний конвертируемого двигателя, необходимый для передачи двигателя в опытную эксплуатацию. Ресурсные испытания конвертированного двигателя экономически целесообразно вести в процессе опытной эксплуатации.

9. При эксплуатации конвертированного двигателя необходимо внедрить комплексную диагностику, включающую в себя вибромониторинг, диагностику параметров двигателя, результаты анализов масла на примеси металлов, результаты оценки состояния материальной части по осмотрам с помощью электроинструментальных методов контроля, мониторинг надежности. По результатам комплексного диагностирования прогнозируется периодичность и объем осмотров, остаточный ресурс и необходимость соответствующих видов ремонта.

10.Должна быть разработана и реализована методология эксплуатации и сервисного обслуживания конвертированного двигателя, обеспечивающая повышение надежности работы и снижение стоимости его жизненного цикла.

11.На основе результатов длительной эксплуатации конвертированного двигателя целесообразно разработать методологию реконверсии, позволяющую увеличить ресурс базового авиационного двигателя.

2. Методы обеспечения ресурса двигателя AJI-31CT

Одной из центральных проблем при создании конверсионного двигателя AJI-31CT являлась проблема обеспечения заданного большого ресурса, так как основой этого двигателя был короткоресурсный высокотемпературный авиационный двигатель четвертого поколения АЛ-31Ф. К моменту начала проектирования двигателя AJI-31CT опыта конверсии короткоресурсных авиационных двигателей в стационарный газотурбинный привод с ресурсом в десятки тысяч часов в отечественной практике не было. В связи с этим научно-обоснованное решение данной проблемы является принципиально новым научным результатом, открывающим новые перспективы развития газотурбинных двигателей.

2.1. Концепция обеспечения заданного ресурса при конверсии короткоресурсного авиационного двигателя.

В основе предлагаемой концепции обеспечения прочности и ресурса лежит гипотеза о существовании для каждой детали или материала единой поверхности предельного состояния, в уравнение которой параметрически входит ресурс. Исследованием этой поверхности, определением ее структуры и методов построения занимались крупные отечественные ученые, среди которых особое место занимают C.B. Серенсен, Н.Д. Кузнецов, И.А. Биргер, А.П. Гусенков, В.И. Цейтлин и другие. Их исследования по этой проблеме изложены в работах [101, 102, 109,118, 120, 121, 129,130, 131, 133].

Суть предлагаемой концепции состоит в следующем. Рассмотрим 3-х мерное пространство предельных характеристик прочности, где оси координат определяют параметры статического оге, циклического Дац и динамического av нагружения конструкции. Для заданного ресурса R на каждой из этих осей может быть определена предельная точка, отражающая предельные характеристики прочности на ресурс R и определенные условия эксплуатации. Для статических напряжений такой точкой является предел длительной прочности CTb/r, для циклических нагрузок - предельный размах циклических напряжений или деформаций Дстц/r, а для динамических напряжений - предел выносливости cr_1/R.

Предположим, что все точки, отображающие предельное состояние конструкции при различных сочетаниях параметров статического, циклического и вибрационного нагружений принадлежат некоторой поверхности предельного состояния У(ат, Аста, av, Т, R)=0. Общий вид этой поверхности представлен на рис. 3. В этом же пространстве предельных характеристик, используя методы приведения ряда режимов нагружения к одному, называемому эквивалентным [121], может быть определена точка 0*(ctv раб., Да„ ра6, от раб.), отображающая эксплуатационную нагруженность детали за ресурс R. Если точка О находится над поверхностью Т(ат, Дац, cjv, Т, R)=0, то это означает, что при данном сочетании эксплуатационных нагрузок ресурс R для рассматриваемой конструкции не обеспечивается. Если точка О находится под поверхностью Ч'=0, то ресурс R для данной конструкции'обеспечивается

с некоторой степенью надежности, которая может быть оценена интегральным коэффициентом запаса:

(1)

Коэффициент К£ отражает степень близости рабочей точки к поверхности предельного состояния (рис. 3.). Общим критерием обеспечения прочностной надежности конструкции является выполнение соотношения К^>1.

Согласно положению, впервые сформулированному P.C. Киносошвили [117], разные виды комплексного нагружения являются эквивалентными, если коэффициенты запасов в каждом из видов нагружения остаются равными. Используя это положение и учитывая, что основные элементы конструкции двигателей АЛ-31Ф и АЛ-31СТ идентичны, можно построить для одинаковых деталей поверхности предельного состояния на ресурсы R3i®=500 часов и R3ici=45000 часов. Для основных деталей двигателя АЛ-31Ф ресурс 500 часов подтвержден большим объемом стендовых ресурсных испытаний и фактической эксплуатацией. Поэтому интегральный коэффициент запаса, вычисленный для различных деталей двигателя АЛ-31Ф на ресурс R=500 часов может быть принят, как критерий обеспечения прочностной надежности при эксплуатации двигателя. Тогда, необходимым условием обеспечения надежной эксплуатации стационарного двигателя АЛ-31 CT в течение ресурса R3ict=45000 часов является соотношение:

С учетом обеспечения условия (2) осуществлялся весь комплекс мероприятий при конверсии авиационного двигателя АЛ-31Ф в двигатель АЛ-31 СТ.

Проектирование нового элемента двигателя АЛ-31СТ - силовой турбины также проводилось с учетом выполнения критерия (2). При этом интегральный коэффициент запаса для деталей силовой турбины принимался больше максимального интегрального коэффициента запаса двигателя

В связи со значительным увеличением ресурса стационарного двигателя по сравнению с авиационным, для двигателя АЛ-31СТ были существенно снижены допускаемые значения параметров по общим вибрациям, вибрациям агрегатов, динамическим напряжениям на трубопроводах.

Таким образом, для обеспечения заданного ресурса при конверсии ко-роткоресурсного двигателя АЛ-31Ф была разработана принципиально новая концепция, которая формулируется следующим образом: прочностная надежность двигателя АЛ-31СТ в течение заданного ресурса 11=45000 часов будет обеспечена при условии равенства интегральных коэффициентов запаса для основных деталей и узлов двигателей АЛ-31СТ и АЛ-31Ф, обеспечении допускаемых параметров роторных вибраций двигателя не более 20 мм/с, допускаемых значениях динамических напряжений на трубопроводах

KpicT ^ Kqw

(2)

АЛ-31Ф.

не более 25 МПа, а для остальных деталей при удовлетворении нормам прочности для двигателей гражданской авиации.

2.2. Комплексное научное обоснование возможности обеспечения заданного ресурса двигателя

Вычисление интегральных коэффициентов запаса возможно лишь в том случае, если уравнение поверхности предельного состояния

ДОц, ау, Т, R)=0 задано в явном виде. Многочисленные исследования условий предельного состояния материалов и конструкций показывают, что при двухкомпонентном нагружении условия предельного состояния могут быть в первом приближении описаны линейной функцией [112,118, 119, 130, 132, 133]. Так как отображающие эти функции в пространстве предельных характеристик прочности прямые линии являются следами пересечения поверхности предельного состояния с координатными плоскостями, то в первом приближении можно принять, что поверхность предельного состояния есть поверхность первого порядка, проходящая через три предельные для заданного ресурса R точки 0Br. Асц* , ct.ir (рис. 4). Приняв это допущение, можно в явном виде записать уравнение поверхности предельного состояния:

oßR Лоцц av aßR CT.iR Астц + a.iR Ла№ am - a.1R Act11r CTBR = 0 (3),

где ау, Да,„ стт - текущие значения параметров динамического, циклического и статического нагружения соответственно.

Имея уравнение поверхности предельного состояния, получим выражение для интегрального коэффициента запаса [1].

Пусть точка 0*[av раб, Аац раб, стт ра5] отображает эксплуатационную на-груженность детали за ресурс R. Интегральный запас прочности будет определяться отношением отрезка ОР к отрезку 00*, где Р - точка встречи луча, выходящего из начала координат и проходящего через точку О*, с поверхностью предельного состояния.

Координаты точки Р можно определить, решив систему уравнений:

{ CJbr Асгцд <Jv + CBR cr.1R Лац + ст.ш AÜ№ от - а.щ AaLlR aBR = О

•i -Ао„ pa6 av + gv раб Аац -+ 0 -ь 0 = О (4),

I 0 - От раб АОц + Аац раб Оп. + 0 = О

где первое уравнение - уравнение поверхности предельного состояния, а второе и третье уравнения - уравнения, описывающие прямую, которая проходит через начало координат и точку О .

Интегральный коэффициент запаса запишется в виде:

ОР

К£= -;

00

(<т,)2 (А(Тц)2 + (qm)2

(а„ Раб)2 + (Аацраб)2 + (атраб)2

Подставляя в (5) значения координат точки Р [crv, ЛсГц, CTm,] и производя преобразования получим:

_ _а.щдстцк ctbr_ ^

ObR Лстця СТураб + CTBR CT-lR ЛСТцраб + CT.ir ЛСТ[Щ СТщраб

Поделив числитель и знаменатель выражения (б) на произведение av раб> Астцраб, сттраб, окончательно получим формулу для вычисления интегрального коэффициента запаса через значения традиционных коэффициентов запаса по усталостной Kv, циклической КДа и статической Кт прочности:

К„ Кдп Кт /у)

Кда Кщ + Kv Km + Kv КДст

Важно отметить, что для некоторых деталей двигателя эксплуатационное, нагружение может характеризоваться как двухкомпонентное, или даже однокомпонентное. Тогда для двухкомпонентного нагружения, например, совместного циклического и динамического, поверхность предельного состояния вырождается в прямую линию, а выражение для вычисления интегрального коэффициента запаса примет вид:

Kv КДо (8) --

Кдо + Kv

Для однокомпонентного нагружения понятия интегрального и традиционного коэффициентов запасов совпадают.

В таблице 1. приведены значения интегральных коэффициентов запасов прочности основных деталей двигателей АЛ-31Ф и АЛ-31СТ и наиболее нагруженных деталей силовой турбины двигателя АЛ-31СТ. Для остальных деталей двигателя АЛ-31СТ величины запасов прочности на ресурс 45000 часов превышают значения для соответствующих деталей двигателя АЛ-31Ф на ресурс 500 часов и удовлетворяют требованиям норм прочности для газотурбинных двигателей гражданской авиации.

Следует отметить, что линейная аппроксимация поверхности предельных состояний конструкций является достаточно жесткой с точки зрения удовлетворения условию неразрушения. На самом деле, поверхность предельных состояний в пространстве характеристик прочности, скорее всего, является выпуклой [123], а принятие линейной аппроксимации идет в запас прочности.

Параметры эксплуатационной напряженности всех основных деталей ротора рассчитывались по уточненным методикам с использованием современных вычислительных пакетов прикладных программ NASTRAN, COSMOS, ДАСАП, реализующих метод конечных элементов. Для корректности сопоставления расчетных значений интегральных коэффициентов за-

паса, аналогичные расчеты были повторно проведены для основных деталей двигателя АЛ-31Ф, что позволило по-новому оценить ресурсные возможности этого двигателя.

Приведенные в данном разделе материалы по оценке ресурса основных деталей и узлов двигателя АЛ-31СТ дают комплексное научное обоснование возможности достижения двигателем АЛ-31СТ назначенного ресурса R-3ICT-45000 часов.

2.3. Методология доводки двигателя по параметрам прочности и ресурсу

Доводка двигателя по параметрам прочности и ресурсу является одним из необходимых этапов процесса его создания. Само понятие «доводка» двигателя предполагает разработку методологии доводки, определение критериев доводки, выделение элементов конструкции двигателя, требующих доводки и, наконец, выбор тех или иных методов доводки. Разработке этих вопросов посвящены работы [102, 111, 112, 113, 114, 122, 132,134], среди которых необходимо выделить работу Еленевского Д.С. [113], где автор впервые приводит структуру поузловой доводки ГТД на прочность.

В основе методологии доводки двигателя по параметрам прочности и ресурсу лежит определение, факторов недостаточной прочности, которые включают в себя:

• дефекты прочностного характера, выявленные при стендовых испытаниях двигателя;

« дефекты, прогнозируемые по опыту создания двигателя-прототипа;

• предполагаемые дефекты, определяемые высокими параметрами напряженно-деформированного состояния;

• возможные дефекты, обусловленные неточностью расчетного анализа;

• возможные дефекты, связанные с внедрением новых технологических процессов и материалов.

На базе сформулированного понятия факторов недостаточной прочности проводится определение элементов конструкции двигателя, требующих доводки по прочности и ресурсу, разрабатываются методы доводки, отрабатываются оптимальные с позиций прочности конструкторско-технологические решения, эффективность которых проверяется в составе двигателя. Если раньше основная часть доводки двигателя была связана с проведением большого объема экспериментальных исследований, то сегодняшние методы доводки в связи с мощным развитием компьютерных технологий в основном базируются на теоретических методах исследования, использующих компьютерное моделирование конструкции и протекающих процессов. Вычисления производятся на мощных комплексах, таких как ANSYS, NASTRAN, ABACUS, COSMOS и т.д. Экспериментальные методы доводки используются лишь в тех случаях, когда отсутствуют теоретические модели и невозможно построить численный эксперимент.

При конверсии авиационного двигателя АЛ-31Ф в стационарный двигатель АЛ-31СТ необходимо было уменьшить расход воздуха (см. разд. 1). Это было достигнуто уменьшением наружного диаметра проточной части

КНД. Линия проточной части прошла ниже сечений расположения антивибрационных полок рабочих лопаток 1-ой, 2-ой и 3-ей ступени КНД. В связи с этим конструкция лопаток КНД была разработана заново.

Расчетный анализ показал, что рабочие лопатки 1-ой, 2-ой и 3-ей ступеней без антивибрационных полок с сохранением профилей в соответствии с лопатками двигателя АЛ-31Ф, имеют в рабочем диапазоне режимов резо-нансы второй и третьей кратностей по низшей форме колебаний. Произвести отстройку от этих резонансов путем перераспределения толщин профилей по высоте сечения лопаток удалось только на 3-ей ступени, поэтому был разработан вариант лопаток 1-ой и 2-ой ступеней с антивибрационными полками. Тензометрирование этого варианта лопаток показала, что автоколебания отсутствуют, резонансные колебания имеют невысокую интенсивность и возникают в районе технологического малого газа.

Надежная работа двигателя во многом определяется надежностью лопаток турбины, которые являются наиболее нагруженными элементами конструкции.

При плановой дефектации одного из двигателей АЛ-31СТ с наработкой в эксплуатации 1400 часов при проведении ЛЮМ-контроля рабочих лопаток 1-ой ступени ТВД были обнаружены трещины по впадинам гребенки елочного хвостовика. Для проверки возможности возникновения трещин был проведен комплекс расчетных работ, в результате выполнения которых было показано, что наиболее вероятной причиной появления трещин является образование нерасчетного натяга по полкам хвостовика. При возникновении натяга между полками хвостовика происходит дополнительное нагружение полки и гребенки хвостовика лопаток. Величина дополнительного нагруже-ния определяется величиной исходного монтажного зазора между полками. Было показано, что при наличии монтажного зазора между полками лопаток менее 0,07 мм всегда реализуется дополнительное нагружение хвостовика.

Проверка зазоров между полками хвостовиков лопаток при монтаже в диск показала, что в 52 местах зазор между полками был меньше требуемого, а в отдельных местах зазор был равен 0,04 мм. При указанном монтажном зазоре в работе между полками хвостовиков двух соседних лопаток возникает натяг Н=0,03 мм (рис. 5), что приводит к появлению статических напряжений во впадине перед первым зубом хвостовика равных сгт»700 МПа.

Расчет интегрального коэффициента запаса прочности хвостовика с учетом дополнительного нагружения лопатки дает значение 0,95 и, следовательно, весьма вероятно появление трещин.

Проведенный анализ позволил разработать следующие мероприятия по устранению дефекта появления трещин на хвостовике лопатки:

• обеспечение и контроль заданного монтажного зазора между полками хвостовика;

• равномерное упрочнение микрошариками с обеспечением уровня остаточных сжимающих напряжений Стосг.= 400..600 МПа.

Внедрение данных мероприятий позволило устранить указанный дефект. В настоящий момент лопатки ТВД имеют наработку более 10000 часов, замечаний нет.

Как уже отмечалось, для обеспечения ресурса двигателя АЛ-31СТ потребовалось значительно ужесточить требования по общим вибрациям двигателя. Основные проблемы вибрационной доводки двигателя АЛ-31СТ были связаны с обеспечением низкого уровня вибраций силовой турбины. Разработанные мероприятия позволили обеспечить уровень вибраций с частотой вращения ротора силовой турбины не более 10 мм/с во всем' диапазоне эксплуатационных режимов [1].

Для обеспечения заданного ресурса конверсионного двигателя АЛ-31СТ потребовались также достаточно серьезные мероприятия по трансмиссии. Один из первых экземпляров двигателей АЛ-31СТ при его эксплуатации был остановлен по причине повышенного уровня вибраций. В процессе эксплуатации отмечался также повышенный уровень температуры масла на сливе из передней опоры силовой турбины. Наработка двигателя к моменту съема составила 1175 часов.

После разборки двигателя было обнаружено, что вышел из строя межроторный роликовый подшипник, расположенный между валами ТНД и ТВД.

Для устранения указанного дефекта и обеспечения заданного ресурса работы двигателя был проведен комплекс мероприятий, основными из которых являются следующие:

• увеличен расход масла на роликовый подшипник передней опоры силовой турбины;

• проведен комплекс мероприятий по тепловой защите передней опоры силовой турбины (установка теплозащитного экрана, подвод охлаждающего воздуха и т.п.);

• на валу ТНД выполнены специальные винтовые канавки, дополнительные радиальные отверстия и кольцевые канавки для улучшения охлаждения внутренней обоймы межроторного подшипника и подшипника в целом;

• устранен натяг в посадке обоймы межроторного подшипника в вал ТВД;

• в масляном картере ТНД выполнено дополнительное отверстие для слива масла с целью ликвидации застойных зон;

• увеличен расход масла на межроторный подшипник.

Кроме перечисленных конструктивных мероприятий, были введены дополнения и изменения в систему диагностики технического состояния двигателя, применяемую при эксплуатации. Был ужесточен периодический анализ химического состава и чистоты масла, введен контроль температуры масла на сливе из опор турбин газогенератора и силовой турбины. Для диагностики подшипников был введен трендовый контроль вибраций по частотам ■ межроторного и межвального подшипников.

После введения разработанных конструктивных и диагностических мероприятий дефектов по трансмиссии в эксплуатации не отмечалось.

Наряду с перечисленными выше основными мероприятиями по доводке двигателя АЛ-31СТ по прочности и ресурсу, в конструкцию двигателя были введены изменения, направленные на повышение удельных параметров, снижение стоимости (например, за счет замены материалов дисков), улучшение технологичности, повышение удобства эксплуатации.

Сжатые сроки доводки двигателя АЛ-31СТ по параметрам прочности и ресурсу стали возможны благодаря широкому использованию результатов доводки и эксплуатации авиационного двигателя АЛ-31Ф, разработке и внедрению новой концепции обеспечения прочности и ресурса конверсионного двигателя, широкому использованию современных компьютерных технологий и вычислительных программ.

Разработанные подходы позволили в течение двух лет достигнуть межремонтного ресурса двигателя АЛ-31СТ в размере 15000 часов.

3. Разработка экологической камеры сгорания двигателя АЛ-31СТ

Экологические характеристики ГТД в настоящее время являются не менее важными, чем основные параметры двигателя - мощность (тяга) и удельный расход топлива. Все чаще экологические параметры становятся определяющими при решении вопроса о применении конкретного двигателя.

Для обеспечения заданных экологических требований в процессе проектирования и доводки ГТД приходится решать довольно сложные проблемы, вследствие существенного, часто противоречивого, влияния различных параметров рабочего процесса двигателя на его экологические характеристики.

При создании двигателя АЛ-31СТ эти проблемы усугубились тем, что базовый двигатель АЛ-31Ф был в свое время спроектирован для военного истребителя, и экологические требования к нему не нормировались.

3.1 Научные принципы создания экологической камеры сгорания

Для стационарных ГТД, используемых в газоперекачивающих агрегатах (ГПА) в настоящее время нормируются выбросы окиси углерода (СО) и оксидов азота (ИОх). Уровень выбросов этих веществ в соответствии с ГОСТ28775-90 не должен превышать СО - 300 мг/нм3, N0* - 150мг/нм3, при 0° С и 1,1013 мПа и условной концентрации кислорода 15%.

Все известные способы снижения выхода СО основаны на общих принципах, предусматривающих повышение уровня полноты сгорания топлива, поскольку неполное сгорание топлива на режимах малого газа сопровождается значительными выбросами СО.

Главным фактором, определяющим образование N0* является температура в зоне реакции. Выброс ЫОх экспоненциально возрастает с повышением температуры пламени. Вторым важным фактором является время пребывания топливовоздушной смеси в области с высокими температурами.

Для большинства практических целей остальные параметры камеры сгорания можно учитывать лишь в той мере, в какой они влияют на температуру пламени и время пребывания в первичной зоне. Вследствие этого, для уменьшения выхода N0* в первую очередь необходимо снизить температуру в зоне реакции. Затем важно исключить локальные горячие области в зоне реакции, так как недостаточно достигнуть приемлемого снижения средней температуры, если останутся локальные области высокой температуры, в которых скорость образования N0* будет велика. И, наконец, время, в течение которого может происходить образование N0,, должно быть сведено к минимуму.

В работе [141] проведена систематизация известных практических методов для снижения выбросов N0* из камер сгорания традиционного типа.

При разработке экологической камеры сгорания двигателя АЛ-31СТ на основе анализа известных методов снижения выбросов вредных веществ и обобщения большого цикла экспериментальных исследований, проведенных под руководством автора [1, 23-29, 38, 41-47, 49-53, 55], была предложена технология организации рабочего процесса в камере сгорания. Эта технология заключается в организации стадийного двухзонного горения предварительно перемешанных «бедных» топливовоздушных смесей.

Для сокращения сроков и стоимости создания камеры сгорания для стационарного двигателя АЛ-31СТ, в процессе ее доводки широко использовались автономные испытания как полноразмерной камеры сгорания, так и ее отдельных элементов. С этой целью был разработан и внедрен комплекс экспериментальных установок для исследования основных характеристик рабочего процесса камер сгорания. Принципиальная схема стенда для испытаний полноразмерной камеры сгорания ГТД на природном газе приведена на рис. 10. На этом стенде проводились испытания полноразмерных камер сгорания двигателя АЛ-31СТ. При испытаниях имитируются двигательные параметры работы камер сгорания - скорость и температура воздуха на входе, коэффициент избытка воздуха, расход воздуха, отбираемого на охлаждение турбины. Максимальное давление воздуха на входе в камеру сгорания при автономных испытаниях составляет величину 0,5МПа.

Измерительная система стенда позволяет регистрировать расходы топлива и воздуха, полное и статическое давление и температуру в разных сечениях проточного тракта камеры сгорания, пульсации давления, состав продуктов сгорания. Регистрация всех необходимых параметров производится ЭВМ, которая в режиме реального времени обрабатывает и выдает информацию на пульт оператору.

Для экспериментальных исследований и доводки элементов экологической камеры сгорания была создана установка для испытаний одногорелоч-ного модуля [1]. Принципиальная схема установки приведена на рис. 11. Диапазон изменения давления воздуха на входе в модуль составил величину Р*=0,4..1,9 МПа, температуры воздуха - Т*=400..730 К.

3.2. Разработка экологической камеры сгорания

Вследствие сжатых сроков создания двигателя АЛ-31СТ, было принято решение на первом этапе использовать серийную камеру сгорания авиационного двигателя АЛ-31Ф с переделанной топливной системой под подачу природного газа.

Зависимости приведенных концентраций N0* и СО от температуры за турбиной газогенератора Тт для серийной камеры сгорания приведены на рис. 12.

Видно, что на режиме номинальной мощности на двигателе АЛ-31СТ с исходной серийной камерой сгорания концентрация оксидов азота составила величину 200..220 мг/нм (норма - не более 150мг/нм3), концентрация оксидов углерода - 10. .20 мг/нм3 (норма - не более З00мг/нм3). Таким образом, уровень выброса N0* на серийной камере сгорания превышает допустимые нормы.

С целью решения проблемы обеспечения заданного уровня выбросов N0* была разработана программа создания экологической камеры сгорания для двигателя АЛ-31 СТ. Программа предусматривала поэтапное снижение уровня выброса N0* за счет различных конструктивных мероприятий и разработки новых камер сгорания.

Экспериментальная камера сгорания, разработанная в рамках программы, отличалась от серийной наличием нового фронтового устройства с числом горелок 84 шт., поэтому камера имеет обозначение 2-84. Снижение уровня выброса ЫОх планировалось получить за счет уменьшения температуры пламени и времени пребывания в первичной зоне вследствие увеличения расхода воздуха через фронтовое устройство. На камере сгорания 2-84 получено снижение уровня выброса N0* до величины 168 мг/нм3 на режиме номинальной мощности. Однако, при этом существенно увеличился уровень выброса СО - с величины 10 мг/нм3 на серийной камере сгорания до 340 мг/нм3 на г-84 [1].

Таким образом, увеличение расхода воздуха через фронтовое устройство с целью «обеднения» первичной зоны без серьёзных конструктивных мероприятий по интенсификации процессов подготовки топливно-воздушной смеси не дает желаемого результата. В случае камеры сгорания 2-84 снижение выбросов N0* привело к увеличению выбросов СО. Полученные результаты показали необходимость применения технологии стадийного двухзон-ного горения предварительно перемешанных «бедных» топливовоздушных смесей.

Анализ конструктивных схем экологических камер сгорания современных зарубежных и отечественных ГТУ показал, что наибольшее распространение получили двухзонные выносные индивидуальные камеры сгорания, имеющие большие габариты и объёмы. В качестве примера можно привести камеру сгорания БЬЕ двигателя ШЗ-211 фирмы Роллс-Ройс [143]. Создание такой камеры сгорания весьма сложная и дорогостоящая задача. Кроме этого, при применении такой камеры на конверсионном двигателе АЛ-31СТ потребуется достаточно серьёзная переделка двигателя.

С целью существенного уменьшения затрат и сокращения времени на создание экологической камеры сгорания для двигателя АЛ-31СТ было принято решение использовать кольцевую жаровую трубу с базового авиационного двигателя, а принцип двухзонной подачи топлива конструктивно организовать во фронтовом устройстве путем разработки специального модуля-гомогенизатора. Применение кольцевой камеры сгорания малой длины дает значительные преимущества по сравнению с камерой сгорания выносного типа:

• сохраняется конструктивная схема и габариты базового двигателя;

• более простой и надежный запуск камеры сгорания;

• снижается неравномерность поля температуры газа на выходе из камеры сгорания;

• уменьшается расход воздуха на охлаждение жаровой трубы;

• существенно повышается эксплуатационная надёжность.

Кроме этого, использование готовой отработанной жаровой трубы дает существенную экономию времени и средств, так как отпадает необходимость в трудоемкой доводке системы охлаждения стенок жаровой трубы.

С учетом вышеизложенного, была разработана экологическая камера сгорания для двигателя АЛ-31 СТ. Схема этой камеры сгорания представлена на рис. 13. Камера сгорания состоит из корпуса (1), жаровой трубы (2), газовых коллекторов (3) и (4) для подачи газа к центральным горелкам, газового коллектора (5) для подвода газа в периферийную зону. Фронтовое устройство состоит из 56 модулей-гомогенизаторов (6), расположенных в два яруса. Модули предназначены для смешения газа с воздухом и состоят из центральной и периферийной горелок, которые образуют первую и вторую зоны горения соответственно. Первая зона горения работает на режимах запуска и промежуточной мощности ГТУ. Вторая зона горения работает совместно с первой на основных режимах в диапазоне 70.. 100% мощности установки. По числу модулей фронтового устройства камера сгорания получила наименование г-56.

Основным базовым элементом экологической камеры сгорания Z-56 является модуль-гомогенизатор, в котором реализуется технология стадийного двухзонного сжигания предварительно перемешанных «бедных» топлив-но-воздушных смесей. Вследствие этого, главной задачей создания камеры сгорания Z-56 явилась разработка и доводка этого модуля.

Для оптимизации конструкции модуля был проведён большой цикл испытаний на автономной установке. Было исследовано 32 варианта модулей, отличающихся схемой подачи воздуха и топливного газа, составом смеси и организации смешения газа с воздухом. Разработанный в результате проведённых исследований модуль-гомогенизатор кроме низкого уровня выбросов вредных веществ, имеет пусковые и срывные характеристики, обеспечивающие работу камеры сгорания во всём диапазоне эксплуатационных режимов. Экологические характеристики модуля оптимальной конструкции представлены на рис. 14 и 15 в виде зависимостей приведённых концентраций N0* и

СО от давления воздуха Р*2 на входе в камеру сгорания, которое характеризует мощность газотурбинной установки.

Из приведённых зависимостей видно, что распределение топливного газа между центральной и периферийной горелками (Оп) оказывает существенное влияние на уровень выбросов N0* и СО. Уменьшение расхода газа через центральную горелку снижает вредные выбросы N0* и СО. Однако, сильно уменьшить значение вп нельзя, поскольку при этом ухудшаются характеристики устойчивости горения.

На графиках (рис. 14 и 15) приведены для сравнения уровни концентраций N0, и СО для исходной серийной камеры сгорания. Видно, что уровень выброса N0* по сравнению с исходной камерой сгорания уменьшился почти в 3 раза при сохранении низкого уровня выброса СО на режиме максимальной мощности.

При сборке полноразмерной экологической камеры сгорания каждый из 56 модулей прошёл гидравлические испытания с последующей доводкой геометрических размеров. Каждый третий модуль прошёл перед сборкой камеры сгорания огневые испытания со снятием пусковых, срывных и экологических характеристик на автономной установке. Это было сделано с целью максимального уменьшения разброса характеристик модулей, связанного с изменением их геометрических размеров в пределах заданных допусков.

Экологическая камера сгорания Z-5б прошла исследования на автономном стенде при пониженном давлении воздуха на входе в камеру сгорания Р*2 < 0,4 МПа. При испытаниях были сняты гидравлические характеристики, отработан запуск, определён диапазон устойчивой работы, измерены поля температур на выходе из камеры сгорания. Результаты автономных испытаний показали, что камера сгорания 2-56 обеспечивает все необходимые характеристики. Поля температур газа на выходе имеют окружную неравномерность в 2 раза ниже по сравнению с исходной камерой сгорания авиационного ГТД при её работе на газообразном топливе (рис. 16).

Дальнейшие работы по экологической камере сгорания были проведены в составе двигателя АЛ-31СТ при его стендовых испытаниях. Для подачи топливного газа в камеру сгорания и управления режимами работы двигателя использовались два независимых регулятора расхода газа, которые позволили получить оптимальные соотношения по составу смеси в первой и во второй зонах горения экологической камеры сгорания.

Зависимость приведенной концентрации N0* от температуры газа перед турбиной газогенератора представлена на рис. 17. Эти данные получены при разном распределении топливного газа по зонам горения. Видно, что с уменьшением относительного расхода газа в первую зону горения уровень выброса N0* уменьшается. Следует отметить, что нижняя кривая, соответствующая значению.Сп =35%, является границей устойчивого процесса горения в камере сгорания испытанной компоновки. При дальнейшем уменьшении расхода газа в первую зону в камере сгорания возникали регулярные пульсации давления, что является недопустимым. Уровень выброса оксидов

азота N0* на режиме номинальной мощности составил величину 30..40 ррт. Это значение в 3 раза меньше, чем на исходной камере сгорания.

На рис. 18 представлена зависимость N0* от давления воздуха за компрессором Р2*. Там же, для сравнения приведены аналогичные зависимости для серийной камеры сгорания и для экспериментальной 2-84.

Зависимость приведенной концентрации оксида углерода СО15 от температуры газа перед турбиной представлена на рис. 19. Значения приведенных концентраций Ы0Х15 и СО 5, полученные при стендовых испытаниях двигателя приведены в таблице 2.

Анализ предоставленных данных показывает, что значительное снижение уровня выброса N0, достигнуто при сохранении низкого уровня выброса СО. Это наглядно иллюстрирует график на рис. 20, где сопоставлены уровни выбросов N0* и СО для серийной камеры сгорания, экспериментальной камеры сгорания 2-84 и экологической камеры сгорания 2-56. Видно, что экологические характеристики исходной и экспериментальной камер сгорания находятся в одной области. Тогда как, характеристика экологической камеры сгорания 2-56 сместилась к началу координат, что свидетельствует о действительном прогрессе в уменьшении выбросов.

Высокое экологическое совершенство рабочего процесса в многомодульной кольцевой камере сгорания достигнуто за счёт предварительного смешивания топливного газа с воздухом и поддержания оптимальных значений коэффициентов избытка воздуха в первой и второй зонах горения камеры сгорания.

Сравнение результатов испытаний камеры сгорания 2-56 в составе двигателя и испытаний отдельных модулей-гомогенизаторов на автономной установке показывает их достаточно хорошую сходимость (см. рис. 14 и 15). Это позволяет сделать вывод, что установка и методики автономных испытаний позволяют воспроизводить условия горения в многомодульной камере сгорания. Последнее обстоятельство даёт возможность по результатам испытаний одного модуля прогнозировать экологические и другие основные характеристики низкоэмиссионной камеры сгорания. В связи с этим определяющую роль в методологии создания экологической камеры сгорания предложенного типа И1рают испытания и доводка модулей-гомогенизаторов на автономной установке.

4. Разработка системы автоматического управления двигателя АЛ-31СТ

Важнейшим элементом двигателя, определяющим его эффективность, эксплуатационную надежность, ресурс, является система автоматического управления (САУ). При создании двигателя АЛ-31СТ была поставлена задача разработки универсальной САУ, легко адаптируемой под требования конкретного заказчика. Вследствие этого, вариант модернизации существующей авиационной САУ был изначально отвергнут.

4.1. Принципы построения и функционирования системы автоматического управления

На основе обобщения опыта ведущих мировых двигательных и агрегатных фирм и анализа условий эксплуатации были сформулированы общие требования к САУ:

• обеспечение необходимого качества регулирования двигателя в соответствии с техническими требованиями;

• отказобезопасность, т.е. любой отказ в САУ не должен приводить к выходу параметров двигателя за ограничения, в том числе и при полном обес-точивании САУ;

• отказоустойчивость - должен парироваться любой первый отказ в САУ, в том числе должна быть обеспечена возможность продолжения работы двигателя при частичной потере информации и управления;

• надежность работы не хуже современных САУ ведущих западных фирм;

• простая адаптация под требования заказчика;

• низкая стоимость;

• максимально возможное использование российских комплектующих. Требования, предъявляемые к САУ стационарного двигателя, являются

достаточно сложными и противоречивыми. Поэтому при создании САУ двигателя AJI-31CT был реализован ряд принципов построения авиационных САУ, где требования традиционно противоречивы. Эти принципы включают в себя следующие положения:

• резервирование критичных датчиков первичной информации и критичных команд управления даже для одноканальной электроники;

• полное дублирование отсечки подачи топлива и функций перевода элементов механизации проточной части двигателя в безопасное положение;

• резервные алгоритмы и программы управления, парирующие отказы отдельных датчиков и ухудшение работы исполнительных агрегатов;

• алгоритмы парирования неисправностей с уходом на малый газ, т.е. без выключения двигателя;

• оперативная диагностика элементов двигателя и САУ с введением дополнительных датчиков.

Данные принципы реализованы при разработке архитектуры САУ двигателя AJI-31CT. Для регулирования и управления критичными функциями применен дуплексный комплект программно-технических средств Series 4 американской фирмы «Compressor Controls Corporation». При этом используется одноканальная версия по платам и дуплексное расключение входов и выходов. Введено резервирование по всем основным датчикам.

В программах электронной части САУ реализована развитая логика выживания:

• переход на резервные алгоритмы при потере информации от датчиков;

• переход на альтернативные алгоритмы регулирования при недостаточном качестве регулирования на основных алгоритмах, переход осуществляется автоматически или по выбору оператора;

• переход на регулирование или управление от резервных плат;

• перевод выходных управляющих сигналов в безопасное для двигателя состояние при невозможности управления.

Конструкция исполнительных агрегатов дозирования топлива и регулирования положения элементов механизации проточной части двигателя обеспечивает отказоустойчивость и отказобезопасность САУ. Для этого разработаны и реализованы следующие мероприятия:

• закрытие дозатора топлива при потере команды управления;

• закрытие дозатора топливного газа с выполнением функций стоп-крана (дублирование основного стоп-крана);

• автоматическая перекладка элементов механизации в безопасные положения при потере управления от электронной части САУ;

• независимая от основной САУ гидромеханическая система защиты от раскрутки роторов силовой турбины и компрессора высокого давления, с воздействием на стоп-кран;

• автоматическое закрытие стоп-крана по дополнительным условиям - потеря электропитания к стоп-крану, снижение давления топливного газа ниже аварийного уровня, потеря давления в гидросистеме САУ.

Реализация описанной архитектуры САУ двигателя AJI-31CT обеспечила ее надежную безотказную работу.

САУ двигателя АЛ-31СТ осуществляет функции управления, регулирования, контроля и диагностики, информации.

Реализованы следующие функции регулирования:

• прямое регулирование частоты вращения ротора силовой турбины;

• предельное ограничительное регулирование по параметрам: температура газа за турбиной газогенератора, частота вращения ротора низкого давления, частота вращения ротора высокого давления, частота вращения ротора силовой турбины, максимальное давление за компрессором высокого давления, приемистость двигателя, сброс режима двигателя, температура газов за турбиной газогенератора на запуске;

• регулирование положения элементов механизации двигателя - направляющих аппаратов компрессора высокого давления и створок перепуска воздуха за компрессором, на статических, переменных и аварийных режимах;

• регулирование двигателя в процессе пуска.

В созданной САУ двигателя AJI-31CT обеспечивается точность регулирования в строгом соответствии с техническими требованиями. В таблице 3 приведены точности поддержания регулируемых параметров, достигнутые на реализованной версии САУ двигателя АЛ-31СТ.

Принципиальная схема САУ двигателя АЛ-31СТ представлена на рис. 21. САУ включает в себя электронную часть МСКУ-СГ-4510, которая представляет собой одноуровневую унифицированную САУ газоперекачивающего агрегата. В комплекс МСКУ-СГ-4510 входят программно-технические средства Series 4, осуществляющие управление и регулирование двигателя АЛ-31СТ.

Исполнительная часть САУ включает в себя дозирующий топливный кран АМОТ, стоп-кран СК-29, агрегат управления механизацией компрессора АУМК-29, ограничители раскрутки роторов компрессора высокого давления и силовой турбины, насос НШ-38.

САУ двигателя АЛ-31СТ обеспечивает позиционирование положения поворотных направляющих аппаратов компрессора высокого давления в функции приведенных оборотов ротора КВД и позиционирование створки перепуска в функции приведенных оборотов ротора низкого давления.

Функциональная блок-схема системы регулирования представлена на рис. 23. В качества основного типа регулятора по всем каналам регулирования использованы стандартные PID-регуляторы.

Для обеспечения надежной работы двигателя AJI-31СТ была разработана и внедрена система контроля и диагностики. Оперативный контроль двигателя и его систем осуществляется с помощью САУ и интерфейса оператора WOIS (Windows Operate Interface System). Принципиальная схема системы диагностики показана на рис. 22.

Оперативная диагностика двигателя AJI-3ICT производится автоматикой в ПТС Series 4 по критичным параметрам двигателя и САУ. При этом, в случае выхода диагностируемого параметра за пределы заданной области, происходит автоматическое изменение режима работы двигателя с переходом в режим аварийной остановки или ухода на малый газ.

Существенным элементом оперативной диагностики является трендо-вый контроль, который представляет собой систему контроля тенденции изменения основных параметров, характеризующих исправное состояние двигателя. Трендовый контроль выполняется по заданным зависимостям, с учетом изменения окружающих условий и режима работы двигателя, параметров маслосистемы и вибраций. Автоматический трендовый контроль построен на базе САУ двигателя с регистрацией и отображением необходимой информации, с выдачей предупреждающих сигналов оператору при появлении значений параметров, выходящих за пределы заданной зависимости.

В интерфейсе оператора WOIS реализовано обращение к подпрограмме диагностики, разработанной на АО «А.Люлька-Сатурн». Программа обеспечивает трендовый контроль, подсчет циклов, наработки с выдачей на экран WOIS информации оператору о необходимости промывки проточной части, регламентных работ, ремонтных работ, что позволяет осуществлять эксплуатацию по состоянию.

В настоящее время на двигателе AJI-31CT внедрена и успешно используется комплексная диагностика. Кроме оперативной диагностики, описанной выше, она включает в себя вибродиагностику, комплексный анализ масла, использование методов неразрушающего контроля для оценки состояния материальной части [I].

Информация о параметрах двигателя АЛ-31СТ и работе САУ выводится на лицевые панели плат Series 4, на компьютер интерфейса оператора, на выходной канал связи с внешними системами, на аварийные аналоговые приборы [1]. В качестве интерфейса оператора используется комплекс про-

грамм Train view фирмы «Compressor Controls Corporation», реализованный на базе персонального компьютера (ПК). ПК запитывается от источника бесперебойного питания. Связь системы Sériés 4 с ПК осуществляется по последовательным каналам связи.

На рис. 24 представлен в качестве примера интерфейс оператора с текущими параметрами двигателя.

4.2. Опыт доводки и эксплуатации системы автоматического управления двигателя АЛ-31СТ

Опытно-промышленная эксплуатация двигателя AJ1-31CT подтвердила правильность научных принципов и технических решений, заложенных при разработке САУ. Первый комплект агрегатов был направлен для эксплуатации двигателя AJI-31CT № 2 на компрессорную станцию «Карпинская» (Тк>-ментрансгаз), где отработал без дефектов в течение трех лет (наработка порядка 16000 часов). В течение этого срока был отмечен только один отказ контура регулирования НА КВД агрегата АУМК-29 из-за загрязнения. Подходы, примененные при разработке агрегатов исполнительной части себя полностью оправдали.

Первый комплект программно-технических средств (ПТС) Sériés 4 продолжает работу без отказов уже в течение пяти лет без выключения. За это время три раза производилась модернизация программного обеспечения (софтвера), и в настоящее время в ПТС введены все необходимые мероприятия по устранению замечаний, выявленных при эксплуатации двигателей. Следует особо подчеркнуть, что поскольку ПТС Sériés 4 имеет универсальный софтвер управления практически любым стационарным двигателем и в настоящее время обеспечивает управление многих типов двигателей, применяемых в РАО «ГАЗПРОМ», опыт эксплуатации всех этих двигателей, опыт эксплуатации САУ на всех ГПА автоматически вносится в ПТС при модернизации софтвера. В результате этого ПТС Sériés 4 является завершенным продуктом с высоким уровнем характеристик и надежностью работы. При этом крайне важно, что дополнительные затраты каждого отдельного пользователя на доводку и устранение дефектов относительно не велики, а устранение дефектов, выявленных другими (т.е. устранение до появления) позволяет экономить значительные средства.

Применение современной надежной электроники и исполнительных агрегатов без гидромеханических дублирующих частей позволило резко сократить время отладки и сдачи двигателя, что также дает большую экономию материальных и людских ресурсов. Отладка двигателя AJI-31CT на стенде занимает в среднем не более двух часов, а отладка базового авиационного двигателя -16 часов.

Высокая стабильность и идентичность характеристик поставляемых элементов САУ позволили производить замены агрегатов без проверочных запусков, что существенно упростило эксплуатацию.

Был проведен комплекс работ по повышению надежности работы датчиков и преобразователей первичной информации [1].

Программы логического управления, контроля и диагностики были разработаны специалистами АО «А.Люлька-Сатурн». Это оказалось очень удобным, так как программы можно было оперативно корректировать в процессе опытно-промышленной эксплуатации. Так, в ходе доводочных работ было написано 68 версий программ логического управления.

В целом опыт работ по доводке и эксплуатации САУ двигателя AJI-31CT был подробно изучен, и реализованные решения были в дальнейшем широко применены в САУ типа МСКУ-СГ-4510 разработки российской фирмы «Система Газ», дочерней фирмы компании «Compressor Controls Corporation».

В результате конверсионных работ по двигателю AJI-31CT была создана современная одноуровневая САУ ГПА, являющаяся унифицированной САУ для широкого класса двигателей. Создан российский комплект современных надежных исполнительных агрегатов.

4.3. Особенности системы автоматического управления двигателя с экологической камерон сгорания.

При создании САУ для экологической камеры сгорания двигателя АЛ-31СТ была поставлена задача обеспечить регулирование при относительно небольшом увеличении стоимости САУ. Для регулирования расхода топливного газа использовались уже отработанные дозаторы АМОТ, обладающие высокой точностью и стабильностью позиционирования. Запуск и выход на режим малого газа обеспечивается на коллекторе первой зоны камеры сгорания. Для повышения надежности запуска и выхода на режим, первый коллектор пришлось разделить на две части и установить дополнительный дозатор АМОТ, который обеспечивает плавное подключение второй части коллектора при выходе на начало регулирования мощности. Однако, этот дополнительный АМОТ не требует высокой точности регулирования и фактически является распределительным клапаном, что практически не удорожает САУ.

Особенностью разработанной экологической камеры сгорания Z-56 является достаточно плавное изменение уровня выбросов оксидов азота при изменении распределения топлива между первой и второй зонами. Это позволило упростить регулирование, исключив расчет физического расхода газа. Фактически поддерживается заданное положение первого АМОТа в функции приведенной частоты вращения ротора высокого давления, второй АМОТ полностью открыт и в регулировании не участвует. Третий АМОТ обеспечивает поддержание режима заданной мощности. Дополнительно поддерживается постоянный уровень давления топливного газа на входе в систему дозаторов. Принятие указанных мер оказалось достаточным для получения относительно низкого уровня выбросов (см. раздел 3.2).

Первые работы по испытанию двигателя АЛ-31СТ с экологической камерой сгорания проводились на версии софтвера Series 4. Ряд программ был написан непосредственно в ходе испытаний. По результатам проведенных испытаний в течение трех месяцев был разработан штатный софтвер, причем

его основная часть вошла в стандартный софтвер существующей платы GTCC, а управление топливными кранами оформлено как отдельная аппликация «valve management».

Указанный подход позволил обеспечить минимальное удорожание САУ, при этом суммарная стоимость САУ двигателя АЛ-31СТ получилась существенно ниже стоимости САУ двигателя RB211.

5. Обобщение опыта эксплуатации двигателя AJI-31CT

Главным критерием правильности научно-технических принципов, заложенных при создании конверсионного двигателя AJI-31CT, является надежная и безопасная работа двигателя в условиях эксплуатации. Также существенное влияние на надежность и ресурс работы двигателя, на уменьшение стоимости его жизненного цикла оказывает методология эксплуатации и сервисного обслуживания.

5.1. Разработка и внедрение методологии эксплуатации с

использованием сервисных ремонтпо-диагностнческих центров

При создании конверсионного двигателя АЛ-31СТ были учтены требования заказчика по повышению уровня эксплуатационной технологичности, а также полностью использован опыт эксплуатации и ремонта авиадвигателя AJI-31Ф в войсковых частях.

Двигатель AJI-31CT имеет модульную конструкцию, которая обеспечивает замену узлов без дополнительных работ по подгонке, балансировке и испытаниям. Для обслуживания и восстановления двигателя AJI-31CT в условиях эксплуатирующих организаций были отработаны технологические процессы по модульной замене следующих узлов двигателя: компрессора низкого давления, ротора турбины низкого давления, жаровой трубы камеры сгорания, воздухо-воздушного теплообменника, рабочих лопаток первой ступени компрессора низкого давления, рабочих лопаток компрессора высокого давления, рабочих лопаток турбины низкого давления, центральной конической передачи, опоры компрессора низкого давления, агрегатов верхнего редуктора, полумуфты привода силовой турбины, шарикоподшипника силовой турбины и масляного коллектора на передней опоре силовой турбины.

Еще до начала эксплуатации двигателя AJI-31CT был разработан проект сервисного ремонтно-диагностического центра на базе предприятия «Тюментрансгазремонт» (г.Краснотурьинск). Работы по созданию центра велись предприятиями РАО «Газпром» и АО «А.Люлька-Сатурн». В результате был создан центр диагностики и восстановительного ремонта (ЦДВР).

Цикл восстановительного ремонта двигателя в ЦЦВР можно представить в виде укрупненной блок-схемы, показанной на рис. 25. Цикл восстановительного ремонта двигателя АЛ-31СТ составляет 15-20 рабочих дней.

За три с половиной года эксплуатации двигателя AJI-31CT практически все работы по углубленному контролю и восстановительному ремонту двига-

теля выполнялись в ЦДВР. Было выполнено в общей сложности 14 комплексов углубленного контроля газогенератора и силовой турбины.

Проведенные работы позволяют сформулировать основные организационно-технические принципы и преимущества методологии эксплуатации с использованием ЦЦВР.

1. Замкнутый цикл диагностирования и восстановительного ремонта.

2. Восстановление двигателей, имеющих повреждения от попадания на вход посторонних предметов.

• 3. Использование для реализации ЦДВР имеющихся у эксплуатанта производственных площадей.

4. Использование значительной части оборудования и инструмента ЦЦВР для диагностирования и восстановительного ремонта других типов двигателей.

5. Полная реализация принципа модульности конструкции двигателя.

6. Разработка специальных технологий восстановительного ремонта, позволяющих значительно сократить ремонтный цикл.

7. Ускорение ремонта за счет сокращения времени транспортирования двигателя и ожидания начала ремонта.

8. Высокая экономическая эффективность ремонта. Стоимость ремонта сокращается на З0..40%, а время ремонта в 3..5 раз по сравнению с ремонтом на предприятии-изготовителе.

9. Сокращение числа резервных двигателей в эксплуатации.

Накопленный опыт эксплуатации двигателя АЛ-31СТ с использованием комплексной диагностики и сервисного обслуживания в ЦДВР позволяет выделить перспективные проблемы, решение которых обеспечит дальнейшее повышение качества и эффективности эксплуатации [1].

При использовании предложенной методологии эксплуатации существенно снижается стоимость жизненного цикла двигателя. Следует отметить, что при высокой степени модульности конструкции двигателя и применении сервисного обслуживания в ЦДВР ресурс двигателя становится понятием не техническим, а экономическим. При развитой системе комплексной диагностики и своевременной замене модулей, ресурс двигателя может продлеваться несколько раз, тогда основным критерием при принятии решения о проведении очередного ремонта или приобретении нового двигателя становится экономическая выгода.

5.2. Анализ результатов опытно-промышленной эксплуатации двигателя АЛ-31СТ

Первый образец стационарного конверсионного двигателя АЛ-31СТ был создан в марте 1994 года и поступил на испытания на стенд АО «А.Люлька-Сатурн». Один из стендов, предназначенных для испытаний базового авиационного двигателя АЛ-31Ф, был переоборудован для испытаний двигателя АЛ-31СТ на газообразном топливе с системой управления 8епе5-4. На первом образце двигателя АЛ-31СТ были отработаны запуск, система управления, проведено тензометрирование и термометрирование элементов

двигателя, сняты характеристики двигателя. Этот экземпляр двигателя по настоящее время используется для проведения экспериментальных работ.

Второй образец газотурбинного привода АЛ-31СТ был собран в июне 1994 года и, пройдя комплекс испытаний на стенде, в сентябре 1994 года поступил на компрессорную станцию «Карпинская» Тюментрансгаза для опытной эксплуатации. Двигатель АЛ-31СТ был установлен в газоперекачивающий агрегат ГПА-Ц-16 вместо газотурбинного привода НК-16СТ. При этом был реализован проект реновации газоперекачивающего агрегата (ГПА).

С сентября по декабрь 1994 года были проведены подготовительные и монтажные работы, выполнены пуско-наладочные работы. С января 1995 года была начата опытная эксплуатация газотурбинного привода АЛ-31СТ в составе ГПА-Ц-16. Наработка двигателя АЛ-31СТ за первый этап опытной эксплуатации составила 1175 часов.

Для обеспечения непрерывной работы на выделенном для двигателя АЛ-31СТ рабочем месте было принято решение использовать для опытной лидерной эксплуатации два комплекта газотурбинных приводов АЛ-31СТ. Такое решение ускорило темп доводки АЛ-31СТ, позволило оперативно внедрять разрабатываемые мероприятия с проверкой их в реальных условиях эксплуатации. Следует отметить, что возможности испытательного газового стенда АО «А.Люлька-Сатурн» не позволяют проводить длительных испытаний привода АЛ-31СТ, поэтому доводка двигателя на ресурс, проверка конструктивно-технологических мероприятий, разработанных в процессе доводки, осуществлялась в период опытной эксплуатации.

Оперативному внедрению мероприятий способствовал также созданный на базе Краснотурьинского производственно-технического предприятия центр диагностики и восстановительного ремонта (см. разд. 5.1). Ряд мероприятий, требующих частичной разборки двигателя, был внедрен в условиях центра. Там же проводилась углубленная инспекция состояния элементов двигателя. Наличие такого центра в несколько раз сократило сроки внедрения и проверки разработанных мероприятий.

С целью совершенствования конструкции двигателя, увеличения ресурса и надежности работы, был разработан и внедрен в процессе опытной эксплуатации ряд мероприятий, основные из которых следующие:

• улучшено охлаждение масляного картера передней опоры силовой турбины и задней опоры газогенератора;

• усилен корпус наружного контура газогенератора;

• вынесен наружу насос откачки масла из задней опоры газогенератора;

• усилен механизм поворотных аппаратов компрессора высокого давления;

• улучшено охлаждение и изменена посадка межроторного подшипника газогенератора.

Кроме того, был разработан и передан в серийное производство ряд других мероприятий, направленных на дальнейшее совершенствование газотурбинного привода АЛ-31СТ-усиление корпусов и фланцев, упрощение конструкции, замена титана на сталь и др. Все разработанные мероприятия прошли успешную проверку в условиях эксплуатации.

В феврале 1996 года газотурбинный привод АЛ-31СТ успешно прошел межведомственные испытания и был рекомендован комиссией под руководством РАО «ГАЗПРОМ» для серийного производства и промышленной эксплуатации.

По плану работ после межведомственных испытаний был подтвержден требуемый по техническим условиям гарантийный ресурс 4000 часов, причем этот ресурс был подтвержден на двух экземплярах привода AJ1-31СТ.

Важным эксплуатационным параметром газотурбинного привода является межрегламентный ресурс, т.е. время безостановочной работы. Рост значения межрегламентного ресурса в процессе опытно-промышленной' эксплуатации двигателя AJI-31 CT показан на графике рис. 26. В настоящее время обеспечен и подтвержден в эксплуатации межрегламентный ресурс 3000 часов, что превышает значение ресурса, требуемое по техническим условиям. Регламентное обслуживание включает внешний осмотр, осмотр проточной части, фильтров, сигнализаторов стружки и занимает 6 человеко-часов.

За все время эксплуатации газотурбинного привода AJI-31CT на компрессорной станции «Карпинская» наработка двух образцов привода на одном рабочем месте составила порядка 20000 часов. На рисунке 27 представлен график роста наработки по годам эксплуатации.

Лидерный образец двигателя АЛ-31СТ имеет наработку более 10 000 часов без переборки и около 14 000 часов общей наработки. Наработка силовой турбины - 17 000 часов. Эксплуатация лидерного образца в настоящее время продолжается.

Ведется дальнейшая работа по совершенствованию конструкции газотурбинного двигателя, его характеристик, снижению трудоемкости изготовления, улучшению эксплуатационной технологичности. С этой целью был разработан и изготовлен газотурбинный привод АЛ-31СТ с нижним расположением коробки приводов агрегатов (рис. 28). При разработке этой компоновки был учтен опыт эксплуатации двигателя АЛ-31СТ на КС «Карпинская».

Экономическая эффективность эксплуатации газотурбинного привода АЛ-31СТ по сравнению с приводом НК-16СТ, для замены которого он используется, в основном обусловлена низким расходом топливного газа и использованием сервисных технических центров для восстановительного ремонта двигателей. Экономия от эксплуатации привода АЛ-31СТ только за счет снижения расхода топлива составляет 1,5 млн. рублей в год на один двигатель в ценах июля 1998 года.

5.3. Использование привода АЛ-31СТ в различных газоперекачивающих агрегатах

Стационарный газотурбинный привод АЛ-31СТ планировалось использовать в составе семи различных газоперекачивающих агрегатов (ГПА). В настоящее время реализация всех семи проектов находится на разной стадии (рис. 29).

Наиболее продвинутым является проект использования привода AJI-31CT в ГПА-Ц-16 вместо привода НК-16СТ. Наработка двигателя в составе этого ГПА составляет 20000 часов. Эксплуатация привода AJI-31CT в составе ГПА-Ц-16 подробно описана в разделе 5.2.

Развитием предыдущего проекта является ГПА-Ц-16Л, разработки СМНПО им. Фрунзе (г. Сумы, Украина). Этот агрегат является модернизацией агрегата ГПА-Ц-16, которая осуществлялась под газотурбинный привод АЛ-31СТ. В августе 1998 года были проведены межведомственные испытания агрегата. В настоящее время агрегат ГПА-Ц-16Л с приводом АЛ-31СТ готовится к поставке в Мострансгаз для эксплуатации.

Очень интересным и перспективным является проект, который заключался в разработке газогенератора АЛ-31 для совместного российско-итальянского газоперекачивающего агрегата PGT-21S. Согласно этому проекту, газогенератор АЛ-31 работает совместно с силовой турбиной PGT-25 и нагнетателем PCL603/2 итальянской фирмы Nuovo Pignone. Агрегат PGT-21S предназначен для использования при новом строительстве и реконструкции цехов компрессорных станций магистральных газопроводов. В соответствии с контрактом предусмотрено изготовление и поставка пяти агрегатов PGT-21S с газогенераторами АЛ-31 в Россию, где они будут переданы в эксплуатацию на компрессорную станцию «Алмазная» (Пермтрансгаз). В настоящее время завершаются пуско-наладочные работы первого агрегата, и ведется монтаж второго агрегата PGT-21S.

Разработан проект ГПА «Яуза-16» с двигателем АЛ-31СТ с экологической камерой сгорания. В качестве нагнетателя используется центробежный компрессор RFBB 36 фирмы «Купер Бессемер». Завершить изготовление этого агрегата планируется в январе 1999 года.

Существуют также планы использования привода АЛ-31СТ в составе еще трех ГПА. Первый - это ГПА «Нева-16» разработки АО «Кировский завод» (г. Санкт-Петербург). По этому проекту изготовлен и поставлен макет двигателя АЛ-31СТ для сборки л подгонки систем ГПА. В настоящее время агрегат изготовлен на 70%. И два проекта - это ГПА «Волга-16», разработки АО «Авиадвигатель» (г. Казань) и ГПА «Урал-16АЛ», разработки АО «Искра» (г. Пермь). Здесь согласован проект привязки двигателя АЛ-31СТ и за-вешаются проектные работы по ГПА.

5.4. Реконверсия по результатам эксплуатации двигателя AJI-31CT

Вследствие того, что основные элементы конструкции двигателя AJI-31CT были практически без изменения взяты с двигателя АЛ-31Ф, эти два двигателя имеют достаточно много общих деталей и узлов. Это позволяет использовать результаты длительной эксплуатации двигателя АЛ-31СТ для модернизации двигателя АЛ-31Ф.

Авиационный двигатель АЛ-31Ф является в настоящее время одним из основных двигателей, находящихся в эксплуатации в военно-воздушных силах России. Ресурс двигателя на сегодняшний день составляет 500 часов и существует острая необходимость увеличения ресурса до 1000 часов и более.

Для решения этой задачи на АО «А.Люлька-Сатурн» была разработана ресурсная компоновка этого двигателя - АЛ-31Ф серия Р. При разработке этой компоновки были использованы реализованные на стационарном двигателе АЛ-31СТ и прошедшие проверку в процессе длительной эксплуатации мероприятия по увеличению ресурса и надежности общих деталей и узлов [1].

Для обозначения процесса обратного перехода научно-технических мероприятий с газотурбинного стационарного привода на базовый авиационный двигатель предлагается ввести новый термин реконверсия. Разумеется, что внедрять на авиационный двигатель все мероприятия прошедшие успешную проверку на стационарном двигателе, невозможно, вследствие существенно различных требований, предъявляемых к этим двигателям. Для решения этой проблемы была разработана методология реконверсии, основные принципы которой следующие:

1. На основе анализа конструкции и опыта эксплуатации базового и конверсионного двигателей определяется перечень деталей и узлов, которые целесообразно подвергнуть реконверсии.

2. Проводится анализ мероприятий, внедренных на стационарном двигателе с целью определения целесообразности и возможности их внедрения на авиационном двигателе. Например, если мероприятие связано с существенным увеличением веса конструкции, то для авиационного двигателя он явно не годится.

3. Рассчитываются интегральные коэффициенты запаса прочности для всех модернизированных деталей авиационного двигателя на новый ресурс (в случае двигателя АЛ-31Ф серии Р на 1000 часов). Расчет производится в соответствии с методикой, изложенной в разделе 2 настоящей работы.

4. Проводится проверка обеспечения равенства интегральных коэффициентов запаса прочности для идентичных деталей и узлов стационарного и авиационного двигателей.

5. Для обеспечения требований, предъявляемых к авиационным двигателям, проводится необходимый объем специальных и эквивалентно-циклических испытаний с целью проверки внедренных мероприятий. При этом объем испытаний в случае использования методологии реконверсии существенно меньше, чем при традиционном внедрении конструктивных мероприятий.

Использование результатов длительной эксплуатации двигателя АЛ-31СТ и изложенных принципов реконверсии позволило создать модификацию двигателя АЛ-31Ф с ресурсом 1000 часов.

Основные результаты и выводы

1. Впервые в отечественной практике методом конверсии авиационного двигателя для истребителя создан и внедрен в эксплуатацию эффективный стационарный газотурбинный привод для газоперекачивающего агрегата, что является решением крупной народнохозяйственной задачи.

2. На основе обобщения опыта создания наземных газотурбинных установок на базе авиационных двигателей и опыта создания двигателей для высокоманевренных самолетов сформулированы научно-технические принципы конверсии короткоресурсного авиационного двигателя четвертого поколения для истребителя в привод наземных газотурбинных установок.

3. Разработана новая концепция обеспечения заданного ресурса при конверсии короткоресурсного авиационного двигателя в стационарный газотурбинный привод, основанная на использовании результатов доводки и эксплуатации двигателя прототипа.

На основе предложенной концепции проведено комплексное научное обоснование возможности обеспечения заданного ресурса газотурбинного привода АЛ-31СТ. Разработана и реализована методология доводки стационарного газотурбинного привода. Достоверность и научная обоснованность полученных результатов подтверждена успешной эксплуатацией газотурбинного привода АЛ-31СТ.

4. Впервые разработана и внедрена методология эксплуатации стационарного газотурбинного привода с рациональным использованием сервисных ремонтно-диагностических центров, обеспечивающая существенное сокращение средств и сроков выполнения регламентных и ремонтных работ.

5. Разработаны принципы создания экологических камер сгорания авиационного типа, обеспечивающих уровень выброса вредных веществ существенно ниже заданных норм для газоперекачивающих агрегатов.

Разработаны основы моделирования и методики автономных испытаний экологической камеры сгорания предложенного типа, позволяющие радикально сократить затраты на ее создание.

6. На основе комплекса экспериментальных исследований разработан принцип стадийного двухзонного сжигания «бедных» гомогенных топливо-воздушных смесей в малом объеме. Этот принцип использован при создании базового элемента экологической камеры сгорания - модуля—гомогенизатора, который является основой разработки семейства экологических камер сгорания и дальнейшего снижения уровня выбросов вредных веществ.

7. Предложены научные принципы построения и функционирования надежной системы автоматического управления стационарного привода. Создана современная одноуровневая система автоматического управления газо-

перекачивающего агрегата, являющаяся унифицированной системой для широкого класса стационарных двигателей. Создан комплект современных надежных исполнительных агрегатов.

8. Созданный с использованием разработанных научных принципов и методов газотурбинный привод АЛ-31СТ успешно прошел межведомственные испытания и внедрен в промышленную эксплуатацию. Экономический эффект от эксплуатации привода АЛ-31СТ только за счет уменьшения расхода топлива составляет 1 500 ООО рублей в год на один двигатель в ценах июля 1998 года.

9. Впервые разработана оригинальная методология реконверсии основных элементов стационарного газотурбинного привода, основанная на использовании результатов его длительной эксплуатации. Методология апробирована при создании ресурсной модификации авиационного двигателя АЛ-31Ф серии Р.

Литература

Материалы диссертации опубликованы в следующих работах:

1. Марчуков Е,Ю. Конверсия высокотемпературного авиационного двигателя. М., РИА, 1998 г., 144 с.

2. Марчуков Е.Ю. Конверсия авиационного двигателя четвертого поколения в стационарный привод газоперекачивающего агрегата. Изв. вузов. «Авиационная техника», 1998 г., № 4, (в печати).

3. Марчуков Е.Ю. Опыт доводки и эксплуатации конверсионного газотурбинного привода AJI-31CT. Тезисы межд. симпозиума «Двигатели и экология»^., 1998 г., с. 12

4. Гончаров В.Г., Марчуков Е.Ю., Федоров С.А., Чепкин В.М. Опыт создания и доводки малоэмиссионной камеры сгорания ГТУ AJI-31CT. Изв. вузов. «Авиационная техника», 1998 г., № 3, с.39-42.

5. Марчуков Е.Ю., Колотников М.Е., Куприк В.В. Проблемы прочности при конвертировании авиационных двигателей в наземные ГТУ для транспортирования газа. Доклады межд. НТК «Проблемы и перспективы развития двигателестроения в Поволжском регионе», ч. 2, г. Самара, 1997 г., с. 217-218.

6. Марчуков Е.Ю. Новые возможности эксплуатации двигателей. «Авиапанорама», май-июнь 1997 г., с. 53-55.

7. Марчуков Е.Ю., Федоров С.А., Гончаров В.Г. Проблемы снижения эмиссии в камерах сгорания ГТУ, созданных на базе авиационных ГТД. Тез. докл. X Всероссийской НТК «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели», ГПНТБ, 1996 г., с 122

8. Куприк В.В., Марчуков Е.Ю. «Способ регулирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1832857, 1990 г.

9. Марчуков Е.Ю. О нестационарной работе топливных форсунок основной камеры сгорания ГТД. Изд. Вузов «Авиационная техника», 1985 г., № 2, с. 86-88

10. Марчуков Е.Ю. Исследование устойчивости течения в гидравлической магистрали с центробежной форсункой. «Авиационная техника», 1988 г., №4, с. 35-38.

11. Марчуков Е.Ю. О возможности интенсификации процессов смесеобразования в камере сгорания ГТД. Тезисы доклада Х1Г НТК молодых ученых и специалистов. Труды ЦИАМ № 1236, 1988 г., с 193-196.

12. Марчуков Е.Ю. «Способ определения эксплуатационной пригодности форсунок, генерирующих регулярные колебания», авторское свидетельство СССР № 1454058, 1986 г.

13. Марчуков Е.Ю., Артамошин В.А. «Способ запуска камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1528013, 1987 г.

14. Марчуков Е.Ю., «Жаровая труба камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1510480, 1988 г.

15. Марчуков Е.Ю., Артамошин В.А. «Жаровая труба камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1503419, 1988 г.

16. Марчуков Е.Ю., Артамошин В.А., Тарасенко В.Г., Лебедев В.А. «Способ автономных испытаний камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1551060, 1988 г.

17. Марчуков Е.Ю., Артамошин В.А. «Способ определения срывных характеристик камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1554568, 1988 г.

18. Марчуков Е.Ю. «Стенд для испытания компрессора ГТД», авторское свидетельство СССР № 1568690, 1988 г.

19. Марчуков Е.Ю., Артамошин В.А. «Способ определения границы богатого срыва в камере сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1584547, 1989 г.

20. Марчуков Е.Ю. «Стенд для испытания камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1616303,1989 г.

21. Марчуков Е.Ю. «Фронтовое устройство камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1660444,1989 г.

22. Марчуков Е.Ю. «Способ регулирования ГТД с кольцевым топливным коллектором», авторское свидетельство СССР№ 1656949, 1989 г.

23. Марчуков Е.Ю. «Система подачи балластной жидкости в камеру сгорания ГТД», авторское свидетельство № 1718572, 1989 г.

24. Марчуков Е.Ю., Андреев A.B., Особов В.И. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1616236, 1989 г.

25. Марчуков Е.Ю., Андреев A.B. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1663974, 1989 г.

26. Марчуков Е.Ю. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1753760, 1989 г.

27. Марчуков Е.Ю. «Система подачи балластной жидкости в камеру сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1750307, 1989 г.

28.Марчуков Е.Ю. «Способ дозирования топлива при подаче балластной жидкости в камеру сгорания ГТД», патент РФ № 2041371, 1989 г.

29. Марчуков Е.Ю. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1706257, 1990 г.

30. Марчуков Е.Ю. Закрытое изобретение, авторское свидетельство №281548, 1987 г.

31. Андреев A.B., Базаров В.Г., Жданов В.И., Марчуков Е.Ю. Условия возникновения гидродинамической неустойчивости в жидкостной центробежной форсунке. Изв. вузов «Авиационная техника», 1986 г., № 4, с. 6-10.

32. Андреев A.B., Базаров В.Г., Жданов В.И., Марчуков Е.Ю. Гидродинамическая неустойчивость в жидкостных центробежных форсунках. В сб. «Гагаринские научные чтения по космонавтике и авиации, 1986 г.». «Наука», 1998 г., с 149-157.

33. Андреев A.B., Базаров В.Г., Марчуков Е.Ю., Мингазов Б.Г., Талантов A.B. Определение частотных характеристик рабочего процесса камеры сгорания. Изв. вузов «Авиационная техника». 1989 г., № 1, с. 63-66.

34. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Дехтяренко А.Д., Хартов A.M., «Способ испытаний центробежной форсунки», авторское свидетельство СССР № 1189194, 1984 г.

35. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Дехтяренко А.Д., Хартов A.M. «Способ подготовки топливовоздушной смеси в кольцевой камере сгорания ГТД», патент РФ № 1204002,1984 г.

36. Андреев A.B., Базаров В.Г., Гагарин А.Г., Марчуков Е.Ю., Струмин-ский В.В., и Ширко И.В. «Способ защиты изделия от кавитационной эрозии», авторское свидетельство СССР № 1361387, 1985 г.

37. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Артамошин В.А., Тарасенко В.Г. «Стенд для испытаний камер сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1554569,1988 г.

38. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И. и Чепкин В.М. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1598533, 1988 г.

39. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю. и Тарасенко В.Г. «Способ испытания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1556308, 1988 г. ■

40. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю. «Фронтовое устройство камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1580934,1988 г.

41. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И. и Чепкин В.М, «Способ подачи балластной жидкости при форсировании ГТД», авторское свидетельство СССР № 1602115, 1989 г.

42. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР№ 1607504, 1989 г.

43. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1595090,1989 г.

44. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. «Способ запуска ГТД», авторское свидетельство СССР № 1702761, 1989 г.

45. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. «Способ испытания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1702735, 1989 г.

46. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. «Способ испытания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1777457, 1989 г.

47. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. «Система подачи балластной жидкости в камеру сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1718573, 1989 г.

48. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Мнацаканян Ю.С. «Способ доводки многоступенчатого компрессора», авторское свидетельство СССР № 1662222, 1989 г.

49. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. «Система подачи балластной жидкости в камеру сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1786891,1989 г.

50. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1667452,1989 г.

51. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР Лг2 1662178, 1989 г.

52. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Кириллов B.C., Особов В.И. «Способ форсирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1790270, 1989 г.

53. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Особов В.И. «Способ регулирования ГТД», авторское свидетельство СССР № 1792128, 1990 г.

54. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю. Исследование неустойчивых режимов течения в топливных трактах с центробежными форсунками. В кн. «Опыт создания и доводки двигателя АЛ-31Ф». Труды НПО «Сатурн» им. А.М.Люльки. Вып. № 1, 1988 г. с. 23-33.

55. Andreev A.V., Marchukov E.Y, Osobov V.l., Chepkin V.M. The influence of water injection into the combustor on the thrust and emission performance of the by-pass engine. Papers from X IS ABE, Nottingham (England), 1991, V.l, pp. 645-649.

56. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Мингазов Б.Г., Варфоломеев B.C. Исследование влияния нестационарной подачи топлива на характеристики камер сгорания ГТД. В сб. «Горение и газодинамика в авиационных двигателях». Казань, КАИ, 1990 г., с. 26-30.

57. Базаров В.Г., Марчуков Е.Ю. «Пневматическая форсунка», авторское свидетельство СССР № 1538637, 1988 г.

58. Базаров В.Г., Дыбленко В.П., Богданов Ю.М., Марчуков Е.Ю. «Способ генерирования колебаний жидкостного потока», авторское свидетельство СССР № 1624775, 1989 г.

59. Bazarov V.G., Marchukov E.Y. Cavitation erosion in swirl propellant injectors. AIAA 97-2641,33rd Join Propulsion Conference, 1997, Seattle, WA.

60. Базаров В.Г., Марчуков Е.Ю. Исследование влияния нестационарной подачи топлива на характеристики камер сгорания ГТД. Тезисы доклада III Всесоюзной конференции «Современные проблемы двигателей и энергетических установок». МАИ, 1985 г., с. 32.

61. Марчуков Е.Ю., Мингазов Б.Г. Влияние впрыска воды на характеристики камеры сгорания ГТД. Тезисы доклада Всероссийской НТК «Физико-химические проблемы сжигания углеводородных топлив». М., РАН, ЦИАМ, 1998 г., с. 57.

62. Чепкин В.М., Марчуков Е.Ю., Сорокин К.Ю., Тарасов Н.Я., Чернов Е.И. «Газотурбинная установка», заявка на изобретение № 96124183 с решением о выдаче патента на изобретение, 1996 г.

63. Чепкин В.М., Марчуков Е.Ю., Уваров И.Е., Фаминский В.А. Турбонагнетатель с осевым газовым компрессором. Труды III международного симпозиума «Потребители-производители компрессоров и компрессорного оборудования». Государственный технический университет, С.-Петербург, 1997 г., с. 127-136.

64. Чепкин В.М., Марчуков Е.Ю., Фаминский В.А., Бывшев Ю.В., Горбунов А.И., Щербинин В.Н. Исследование возможностей создания газодожи-мающего устройства для ГТУ на базе центробежных компрессоров. Труды III международного симпозиума «Потребители-производители ком-

прессоров и компрессорного оборудования». Государственный технический университет, С.-Петербург, 1997 г., с. 178-184.

65. Чепкин В.М. Гойхенберг М.М., Марчуков Е.Ю., Особов В.И. Некоторые вопросы развития «малой» энергетики. Тезисы доклада XLV научно-технической сессии РАН по проблемам газовых турбин. С.-Петербург, 1998 г., с.24.

66. Чепкин В.М., Марчуков Е.Ю., Тарасенко В.Г., Федоров С.А., Гончаров В.Г. Разработка низкоэмиссионной камеры сгорания ГТУ AJI-31CT. Доклады межд. НТК «Проблемы и перспективы развития двигателестроения в Поволжском регионе», ч. 2, г. Самара, 1997 г., с. 367-368.

67. Чепкин В.М., Марчуков Е.Ю., Куприк В.В., Федоров С.А., Гончаров В.Г. Низкоэмиссионная камера сгорания ГТУ AJI-31CT. Тезисы докл. Всероссийской НТК «Физико-химические проблемы сжигания углеводородных топлив», М., РАН, ЦИАМ, 1998 г., с. 63.

68. Балабан Ю.Н., Горелов В.А., Марчуков Е.Ю., Мэнн Н.М., Чепкин В.М. Проблемные вопросы конверсии авиационного двигателя четвертого поколения для наземного механического привода. Тезисы международного симпозиума «Двигатели — человеку Земли», М., 1996 г., с. 17.

69. Гойхенберг М.М., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. К вопросу о концепции развития энергетических ГТУ в условиях России. Тезисы докл. X Всероссийской НТК «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». ГПНТБ, 1996 г., с. 10-11.

70. Гойхенберг М.М., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. Высокоэффективная регенеративная газотурбинная установка. Тезисы докл. X Всероссийской НТК «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели». ГПНТБ, 1996 г., с. 22.

71. Андреев A.B., Колотников М.Е., Марчуков Е.Ю., Мельник В.И. Проблемы обеспечения прочностной надежности газотурбинных двигателей высокоманевренных самолетов при их эксплуатации по техническому состоянию. Тезисы Международного симпозиума «Двигатели и экология». М., 1998 г., с. 23-24.

72. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю. Неустойчивое горение в камере сгорания авиационного ГТД. Известия вузов. «Авиационная техника», 1985 г., № 1, с. 73-75.

73. Андреев A.B., Базаров В.Г., Жданов В.И., Марчуков Е.Ю. Автоколебания в системах подачи с центробежной форсункой. Тезисы доклада IH Всесоюзной конференции «Современные проблемы двигателей и энергетических установок». МАИ, 1985 г., с. 57.

74. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Рогозин А.П. Некоторые особенности вибрационного горения в камере сгорания авиационного ГТД. Тезисы доклада III Всесоюзной конференции «Современные проблемы двигателей и энергетических установок». МАИ, 1985 г., с. 31.

75. Гусельников Б.А., Карыткин В.Ф., Коцабенков Е.В., Марчуков Е.Ю. «Стенд для испытания насоса-регулятора», авторское свидетельство СССР №986184, 1981 г., ДСП.

76. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Пантюхин С.Й., Хартов A.M. «Устройство для увлажнения вентиляционного воздуха», авторское свидетельство СССР № 1086310, 1983 г., ДСП.

77. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю.,Дехтяренко А.Д., Кучерявый Л.П. «Жаровая труба камеры сгорания», патент РФ № 1118144, 1983 г.

78. Гусельников Б.А., Карыткин В.Ф., Коцабенков Е.В., Марчуков Е.Ю., Ко-цабенков В.В. «Стенд для испытания насоса-регулятора многовального ГТД», авторское свидетельство СССР № 1178188, 1984 г., ДСП.

79. Андреев A.B., Базаров В.Г., Марчуков Е.Ю., Дехтяренко А.Д. «Фронтовое устройство камеры сгорания», авторское свидетельство СССР № 1261391, 1985 г.

80. Андреев A.B., Дехтяренко А.Д. Марчуков Е.Ю., Хартов А.М. «Способ испытания центробежной форсунки», авторское свидетельство СССР № 1269645, 1985 г., ДСП.

81. Андреев A.B., Базаров В.Г., Жданов В.И., Марчуков Е.Ю. «Способ генерирования акустических колебаний и устройство для его осуществления», авторское свидетельство СССР № 1318307, 1985 г., ДСП.

82. Андреев A.B., Базаров В.Г., Жданов В.И., Марчуков Е.Ю. «Способ рас-пыливания жидкости и устройство для его осуществления», авторское свидетельство СССР№ 1708432, 1986 г.

83. Андреев A.B., Базаров В.Г., Марчуков Е.Ю., Щелоков А.Н. «Центробежная форсунка», авторское свидетельство СССР № 1383937, 1986 г., ДСП.

84. Андреев A.B., Базаров В.Г., Марчуков Е.Ю., Рагозин А.П. «Способ генерирования акустических колебаний», авторское свидетельство СССР № 1527750, 1987 г., ДСП.

85. Базаров В.Г., Жилкин Б.Д., Марчуков Е.Ю., Рагозин А.П. «Способ испытаний гидравлических элементов», авторское свидетельство СССР № 1523754,1987 г., ДСП.

86. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю., Мингазов Б.Г., Талантов A.B. «Способ подготовки топливовоздушной смеси в кольцевой камере сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1480477, 1987 г., ДСП.

87. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю. «Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1524642,1988 г., ДСП.

88. Артамошин В.А., Марчуков Е.Ю., Тарасенко В.Г., Розанцев В.В. Закрытое изобретение, авторское свидетельство СССР № 284513,1988 г.

89. Андреев A.B., Артамошин В.А., Марчуков Е.Ю. Закрытое изобретение, авторское свидетельство СССР № 290339, 1988 г.

90. Колчин Н.В., Соболев В.Ф., Лебедев В.А., Марчуков Е.Ю. «Способ регулирования ГТД», патент РФ № 1760800, 1990 г.

91.Куприк В.В., Марчуков Е.Ю., Федюкин В.И., Цыбулько В.А. Закрытое изобретение, авторское свидетельство СССР № 321035, 1988 г.

92. Костюченко М.М., Коцабенков Е.В., Марчуков Е.Ю., Федюкин В.И. Закрытое изобретение, авторское свидетельство СССР № 295782, 1988 г.

93. Андреев A.B., Марчуков Е.Ю. «Способ организации рабочего процесса в камере сгорания ТРД», авторское свидетельство СССР № 1823566, 1988 г., ДСП.

94. Арсенин В.Н., Марчуков Е.Ю., Артамошин В.А., Шаров И.И. «Способ доводки камеры сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1603910, 1989 г., ДСП.

95. Мингазов Б.Г., Валиев Ф.М., Храбров О.Ю., Яманов И.Н., Марчуков Е.Ю. «Камера сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1538642, 1988 г., ДСП.

96. Валиев Ф.М., Домрачева Л.П., Марчуков Е.Ю., Мингазов Б.Г. «Камера сгорания ГТД», авторское свидетельство СССР № 1625156, 1989 г., ДСП.

97. Петров Л.В., Марчуков Е.Ю., Артамошин В.А., Потапов А.Г. «Устройство для измерения температуры газа», патент РФ № 1814842,1992 г.

98. Марчуков Е.Ю., Тарасенко В.Г., Жданов В.И., Базаров В.Г., Дыбленко В.П., Скальруд А.П. «Способ генерирования колебаний жидкостного потока и устройство для его осуществления», патент РФ № 2087756, 1994 г.

99. Гойхенберг М.М., Марчуков Е.Ю., Особов В.И., Чепкин В.М. «Способ уменьшения выбросов окислов азота из 11У и устройство для его осуществления», заявка на изобретение № 97107904 с решением о выдаче патента на изобретение, 1997г.

Список основных использованных источников:

100. Авиационные ГТД в наземных установках. Под ред. Шашкина В.В., Ленинград, «Машиностроение» 1994 г.,228 с.

101. Биргер И.А. Детерминированные и статистические модели долговечности. В кн. Надежность и качество. Проблемы надежности летательных аппаратов. М., «Машиностроение», 1985 г., с. 105-150.

102. Болотин В.В. Ресурс машин и конструкций. М., «Машиностроение», 1990 г., 448 с.

103. Гриценко Е.А., Орлов В.Н., Павлов В.Н. Состояние и перспектива развития газотурбинных приводов авиационного типа мощностью 6,3-25,0 МВт для турбокомпрессорных агрегатов газовой и нефтяной промышленности. Компрессорная техника и пневматика. Санкт-Петербург, 1997 г., вып. 1-2, с. 105-113.

104. Гриценко Е.А., Горелов Г.М., Данильченко В.П., Орлов В.Н., Павлов В.Н., Резник В.Г. Газотурбинные установки наземного применения на базе авиационных ГТД марки «НК». Доклады межд. НТК «Проблемы и перспективы развития двигателестроения в Поволжском регионе», ч. 2, г. Самара, 1997 г., с. 88-90.

105. Гриценко Е.А. Методология создания малоэмиссионных камер сгорания авиационных и. конвертируемых двигателей семейства НК. Тезисы докладов. Всеросс. НТК «Физико-химические проблемы сжигания углеводородных топлив», М., 1998 г. с. 5-6.

106. Гриценко Е.А. Опыт подтверждения и продления назначенного и межремонтного ресурса авиадвигателей наземного применения. Тезисы док-

ладов XLV научно-технической сессии по'проблемам газовых турбин, РАН, С.-Петербург, 1988 г., с. 30-31.

107. Гриценко Е.А., Идельсон A.M. Некоторые вопросы конвертирования авиационных ГТД. Сб. «Новые технические процессы и надежность ГТД», ЦИАМ, вып. 1, 1992 г., с. 42-51.

108. Гриценко Е.А., Игначков С.М. Развитие двигателей семейства «НК» за 50 лет работы АО СНТК им. Н.Д. Кузнецова и сотрудничество со СГАУ. Доклады межд. НТК «Проблемы и перспективы развития двигателе-строения в Поволжском регионе», ч. 2 , 1997 г., с. 90-94.

109. Гусенков А.П. Прочность при изотермическом и неизотермическом малоцикловом нагружении. М., «Наука», 1979 г., 290 с.

110. Доброхотов A.A., Томилин В.Н. Теория и практика наземного применения авиадвигателей. Вып. 1., ч. 1., Рига, 1972 г., 78с.

111. Дондошанский В.Н. Динамика и прочность судовых газотурбинных двигателей, г. Ленинград, «Судостроение», 1978 г., 334 с.

112. Дульнев P.A., Котов П.И. Термическая усталость металлов, М., «Машиностроение», 1980 г., 199 с.

113. Еленевский Д.С. Проблемы развития методов поузловой доводки ГТД на конструкционную прочность. В сб. КуАИ «Вибрационная прочность и надежность двигателей и систем летательных аппаратов». Куйбышев, 1986 г., с. 33-34.

114. Еленевский Д.С. Поузловая отработка вибропрочности лопаток турбин ГТД. В сб. КуАИ «Вибрационная прочность и надежность двигателей и систем летательных аппаратов». Куйбышев, 1981 г., вып. 8, с. 29-41.

115. Идельсон A.M., Овчинников В.Н. Конвертирование авиационного ГТД. Доклады межд. НТК «Проблемы и перспективы развития двигателе-строения в Поволжском регионе», ч. 1., г. Самара, 1997 г., с. 51-55.

116. Иностранные авиационные двигатели. Обзор ЦИАМ. Под общей редакцией Скворцова Г.В., М., 1984 г., 320с.

117. Кинасошвили P.C. Определение законов прочности при нестационарной температуре и нестационарной напряженности. Изв. АН СССР. Механика и машиностроение, 1959 г., № 3, с.126-128.

118. Колотников М.Е. Предельные состояния, ресурс и эквивалентные испытания лопаток турбин ГТД. Вестник Самарского тех. университета, Серия Технические науки, 1994 г., вып. 1. с.

119. Колотников М.Е., Солянников В.А., Святышев К.Г. Оценка запаса прочности лопатки турбины при действии термоциклических и вибрационных нагрузок. Проблемы прочности, 1990 г., № 8, с. 97-100.

120. Кузнецов Н.Д. Некоторые проблемы современного газотурбинострое-ния. В кн. Некоторые вопросы проектирования и доводки авиационных газотурбинных двигателей. Труды КуАИ, 1970 г., вып. 45, с. 5-17.

121. Кузнецов Н.Д., Цейтлин В.И. Эквивалентные испытания газотурбинных двигателей. М., «Машиностроение», 1976 г., 213 с.

122. Кузнецов H.Д., Еленевский Д.С., Колотников М.Е. Воспроизведение прочностных дефектов натурных конструкций ГТД. Авиационная промышленность, 1987 г., № 11, с. 34-37.

123. Лозицкий Л.П. Расчет долговечности в условиях трехкомпонентного нагружения. В кн. Надежность и долговечность авиационных газотурбинных двигателей, Киев, КНИГА, 1971 г., вып. 1 с. 21-25.

124. Наземное применение авиадвигателей в народном хозяйстве. Материалы межотраслевой выставки. Вып. 1. Под ред. Доброхотова А.Н., Бех-ли Ю.Г., М., ВИМИ, 1975 г., 214 с.

125. Орлов В.Н. Газотурбинные двигатели авиационного типа семейства НК для народного хозяйства. Сборник докладов НТК «Конверсия АД-91». Под ред. академика Фаворского О.Н. Тр. ЦИАМ№ 1297, 1991 г., с. 55-69.

126. Романов В.И., Стацюк А.Н. Состояние и перспективы развития газотурбинных приводов судового типа для газоперекачивающих агрегатов мощностью 2,5..25 МВт. Компрессорная техника и пневматика, С.-Петербург, 1997 г., Вып. 1-2, с. 113-119.

127. Саркисов A.A. Высокоэффективное сжигание органических топлив в ГТУ с минимизацией вредных выбросов. Тезисы докл. Всероссийской НТК «Физико-химические проблемы сжигания углеводородных топлив», М., 1998 г., с, 5-6.

128. Седых А.Д., Яковлев А.И., Щуровский В.А. Программа создания газотурбинных газоперекачивающих агрегатов для газовой промышленности. Сборник докладов НТК «Конверсия АД-91». Под ред. академика Фаворского О.Н. Труды ЦИАМ№ 1297, 1991 г., с 104-108.

129. Серенсен C.B. Избранные труды -2т. Усталость материалов и элементов конструкций. Киев, «Наукова думка», 1985 г., 255 с.

130. Серенсен C.B., Кочаев В.П., Шнейдерович P.M. Несущая способность и расчеты деталей машин на прочность, М., «Машиностроение», 1975 г., 488 с.

131. Термопрочность деталей машин. Под редакцией Биргера И.А., Шорра Б.Ф., М., «Машиностроение», 1975 г., 456 с.

132. Труфяков В.И., Ковальчук В.А. Определение долговечности при двух-частотном нагружении. Проблемы прочности, №9,1982 г., с. 9-14.

133. Цейтлин В.И. Оценка прочности деталей в условиях многокомпонентного нагружения. Труды КуАИ, вып.63., 1975 г., с. 123-131.

134. Цейтлин В.И., Федорченко Д.Г. Оценка циклической долговечности деталей, работающих при сложных программах нагружения. Проблемы прочности, №2, 1983 г.

135. Щуровский В.А., Акопова Г.С., Синицын Ю.Н., Корнеев В.И., Гладкая Н.Г. Снижение выбросов загрязняющих веществ с отходящими газами газотурбинных ГПА. М., ВНИИ ЭГАЗПРОМ, 1991 г., 60 с.

136. Щуровский В.А. Проблемы реконструкции газотурбинных компрессорных станций. Тез. докл. XLV научно-технической сессии по проблемам газовых турбин, РАН, С.-Петербург, 1998 г., с. 5.

137. Gas turbine world 1996, Handbook. A Pequot Publication, vol. 17,203 p.

138. Gas turbine world. Serving electric utility and industrial power engineers, 1998, vol. 28, No. 1,48 p.

139. Horner M.W., GE aeroderivative Gas Turbines Design and operating features, 1992, GE Company.

140. Jonsen D.E., Jones G.A. Reaction rate coefficient for flame calculation. Combust and flame, 1978, vol. 32.1, pp. 1-34.

141. Lefebvre A.H. Gas turbine combustion (перевод с англ. под ред. Дорошенко В.Е., М., «Мир», 1986 г., 568 с.)

142. Vestri М., Sabella D. A new gas turbine for Russian pipelines, developed in cooperation with Saturn. Quadernipignone 55, Florence, 1995, pp. 20-24.

143. Ken Fulton. Dry low emissions design based on series parallel fuel staging. Gas Turbine World. January - February 1996,48 p.

Благодарности

Автор выражает свою глубокую благодарность сотрудникам АО «А.Люлька-Сатурн» к.т.н. Гойхенбергу М.М., д.т.н. Колотникову М.Е., Ку-прику В.В., Федюкину В.И., Федорову С.А., к.т.н. Особову В.И., Птицыной З.В., а также всему коллективу АО «А.Люлька-Сатурн», без высококвалифицированной работы которого создание двигателя АЛ-31СТ было бы невозможным. Особую признательность и благодарность автор выражает Генеральному конструктору, академику В.М. Чепкину за поддержку и ценные советы, сделанные в процессе выполнения работы.

Данная работа не могла бы быть также выполнена без тесного взаимодействия со специалистами РАО «ГАЗПРОМ», ДАО «Тюментрансгаз», ВНИИГАЗ, ЦИАМ, МАИ, МАТИ, ММП «Салют», УМПО и ряда других предприятий и организаций, которым автор выражает свою искреннюю признательность.

Приложения

Взлетная тяга 12500 кгс

Удельный расход топлива 0,65 кг/кгс-ч

Температура газа перед турбиной 1665 К

Степень повышения давления 23,5

Рис. 1

Схема двигателя АЛ-31Ф

Рис. 2 Схема двигателя АЛ-31СТ

Рис. 3 Поверхность предельного состояния

Рис. 4 Линейная аппроксимация поверхиоп предельного состояния на ресурс

Рис. 5 Схема дополнительного нагружения хвостовиков

лопаток турбины вследствие возникновения натяга по полкам

Зависимость основных параметров двигателя от пропускной способности силовой турбины

ЗХкнд

Г|% 36.0

т;

1460 1440

N — —

X

4

0,69

у' ,

"'Л

■у'

у

500 б; (опт) 550

Рис. 6 N. = 16 МВт

600 а

■ ССвМА = О"

N J ^кмд

N ✓

\ г

И ч

Г" ч

/ Я

550 Рис.7

р5 Л

> -

550 Рис. 8

а 0е л

\ и

Ч

V -1 а 0'

(Т, »=0

550 Рис. В

0,60

С и ) I II II)

4-5 5

Рис. 10 Принципиальная схема стенда для испытаний полноразмерной камеры сгорания ГТД

I. Передвижная рампа с природным газом (У=9мг; Ртах=350 кг/см2). 2. Фильтр. 3. Отсечной клапан. 4. Газовый редуктор. 5. Газовоздушный теплообменник. 6. Мерный участок. 7. Регулировочный кран. 8. Тракт подвода воздуха (Ртах=5 кг/см2; Стах=20 кг/с). 9. Регулировочная воздушная заслонка. 10. Мерный участок. 11. Камера подогрева. 12. Тракт подвода подогретого воздуха к испытуемой КС с имитацией тракта компрессора ГТД. 13. Испытуемая камера сгорания. 14. Поворотная турель с гребенками термопар. 15. Дроссельная заслонка. 16. Сопло. 17. Выхлопная шахта.

Рис. 11 Принципиальная схема установки для испытаний одногорелочного модуля

1. Корпус установки. 2. Испытуемый модуль камеры сгорания. 3. Топливная

форсунка. 4. Вставная охлаждаемая гребенка отбора проб выхлопного газа на хим. анализ. 5. Дроссельная охлаждаемая заслонка.

'нм

600

70О

I

* !

1 *Л1

1 г

|

I

800

СО , мг/нм

100

о

V ,

V

»4°,С

600

700

800.

ь ,с

Рис. 12 Зависимость концентраций Шх и СО от температуры газа за турбиной

* - измерения на стенде тл - измерения при эксплуатации на КС" Карпинская"

Рис. 13 Схема экологической камеры сгорания

Л - модуль КС 2«5В, 5г, «30* ■ -КС г^Зб а состава двигателя

ф -модуль КС Z-5S.Gr,-20* О - серийная «амера сгорания

Рис.14 Зависимость приведенной концентрации МОх от давления воздуха за компрессором

СО. ррт 80

Р, ,МПа

1.1 1,2 1.3

- модуль КС г«5в. Сг, »30%

- модуль КС г<56. бг, -204

1.8 1,7 1.8 1,9

■ • КС 2*58 а составе двигателя О - серийная «емере сгорания

Рис.15 Зависимость приведенной концентрации СО от давления воздуха за компрессором

И ,м м

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45

i

ч

о -ту

\ у

) /

/ /

/

0,7 0,8 0,9 1 1,1 а - экологическая КС 1-5В

1,2

1,3 1,4 серийная КС

1,5

Рис.16 Изменение окружной неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания

ppm

ТУ I

I

I i

I I

I I

J I 44*34

5i И4 . i

63°/. i

о |С Л =3. ttj j

| |

110 100 90 SO 70 60 50 40 30 20 10

1300 1400 1500

z17 Зависимость уровня выбрссов оксидов азота от Tewnepaivp« газа перед турбиной для КС Z-55

Р,.МПа

Рис.18 Зависимость приведенной концентрации NOx

CO .ppm

130 120 110 100 90 80 70 60 50 40 30 20 1 0

1300

Рис.19

\ I

; : \ I

\

nh om — 16м в t^

•

Тгф.К

Зависимость приведенной концентрации СО от температуры газа перед турбиной

.ppm

250 240

0

.............^

ту кс z-84

-

^ ту

4 У ъ\

кс z-56"jk gn"29*-38* ov 4. кс z-28

50

75

100

150

no;"02, ppm

Рис.20 Уровни выбросов NOx и СО для серийной, экспериментальной и экологической камер сгорания

Рис.21 Схема САУ АЛ-31СТ

г_г

Примечания:

I . Магистраль откачки

Обозначение масле

параметра

1 I I Т1ГГЛ-г ,

йШЙ

тисау р»сау5ЛГ -3—1 Ч—i—I • г7"| 1_гйл

ЖТХ

Р.

Центробежный I. ..) суфлер

Дл^вмдгтм» ^ДМужлр^ь -ЦД»-.-

Щмагистраль Н нагнетания ЧЧсГ1

Информационные связи

Рис. 22 Схема системы диагностики двигателя АЛ-31СТ

Вх.сигналы Вх.сигналы

Вх.сигналы пЗ

Вх.сигналы Вх.сигналы Р2 с термопар. Т4

1

К исполн. мех-му КП

Хвых = К„ АХ + К и ¡АХ ¿11 + Кд ¿(АХ) / Л

Рис. 23 Функциональная блок-схема системы регулирования

Рис. 24 Интерфейс оператора

Рис. 25 Блок-схема цикла восстановительного ремонта вЦЦВР

I II III IV I II III IV I II III IV I квартал 1995 1996 1997 1998 год

shc.26 Рост значения межрегламентного ресурса двигателя АЛ-31СТ

Рис. 28 Двигатель АЛ-31СТ с нижним расположением коробки приводов агрегатов

Рис. 29 Использование привода АЛ-31СТ в различных ГПА

Значения интегральных коэффициентов запасов прочности по основным деталям двигателей АЛ-31Ф и АЛ-31СТ

Таблица 1

Наименование детали . КЕ31Ф 11=500 ч КЕ31СТ 11=45000 ч

Диск I ступени КНД 1,04 1,47

Диск IV ступени КВД 1,07 1,07

Диск-лабиринт IX ступени КВД 1,08 1,12

Рабочая лопатка ТВД 1,04 1,16

Диск ТВД 1,22 1,37

Диск ТНД 1,06 1,4

Рабочая лопатка I ступени СТ - 2,08

Диск I ступени СТ - 2,25

Пояс стяжки дисков СТ - 1,88

Задний носок - 2,01

Уровень выброса вредных веществ для двигателя АЛ-31СТ

Таблица 2

Мощность N. кВт 16000 14000 12000

Температура газа перед турбиной Тг К 1450 1400 1350

ЫОх13, ррш 40 по ТУ н 32 е более 75 ррш 25

СО15, ррш 15 | 40 | 120 по ТУ не более 240 ррш

Точность поддержания регулируемых параметров САУ двигателя АЛ-31СТ

Таблица 3

Позиционное обозначение Наименование параметра Диапазон и точность измерения датчика Точность регулирования

N1 Частота вращения ротора низкого давления, % (2 датчика) 0...110 (11220об/мин) ±1 об/мин ±5 об/мин

N2 Частота вращения ротора высокого давления, % (2 датчика) 0...110 (14630об/мин) ±1 об/мин ±5 об/мин

N3 Частота вращения ротора силовой турбины, % (2 датчика) 0...113 (бОООоб/мин) ±1 об/мин ±5 об/мин

Т4.1..Т4.8 Температура газов за ТНД, °С (первые каналы 8 датчиков) -60...1100 ■ 6°С ±3 град

А2 Положение лопаток НА КВД, эл. град. 10...80 ±0,5 ±2 эл. град

АЗ Положение клапана перепуска воздуха за КНД, эл. град. 10...80 ±0,5 ±3 эл. град