автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Проблемы обеспечения высокой надежности и эффективности авиационных и конвертируемых двигателей на стадии подготовки и освоения серийного производства и их решение

На правах рукописи

Для служебного пользования Экз.№ Щ^Г

ХАБИБУЛЛИН МИДХАТ ГУБАЙДУЛЛОВИЧ

ПРОБЛЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ВЫСОКОЙ НАДЕЖНОСТИ И ЭФФЕКТИВНОСТИ АВИАЦИОННЫХ И КОНВЕРТИРУЕМЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА СТАДИИ ПОДГОТОВКИ И ОСВОЕНИЯ СЕРИЙНОГО ПРОИЗВОДСТВА И ИХ РЕШЕНИЕ

Специальность 05.07.05 тепловые двигатели летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Казань 2000

Работа выполнена в Казанском моторостроительном производственном объединении и Казанском государственном техническом университете им.А.Н.Туполева

Официальные оппоненты: Каблов Евгений Николаевич, чл. корр. РАН, д.т.н., профессор;

Дедеш Виктор Трифонович, д.т.н., профессор; Фафурин Андрей Викторович, д.т.н., профессор.

Ведущее предприятие: ОАО Самарский НТК им.Н.Д.Кузнецова

Защита состоится ¿¿s&s/j? 2000 г. в /¿1 часов

на заседании диссертационного совета . 'Д 063.01 Казанского государственного технического университета им, А .Н. Туполева

по адресу: 420111, Казань, К.Маркса, 10.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке КГТУ им. А .Н.Туполева

Автореферат разослан "_" __ 2000 г.

Ученый секретарь специализированного совета

к.т.н., с.н.с. ^у А.Г.Каримова

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы.

Совершенствование авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) с целью улучшения их тяговых характеристик и экономичности сталкивается с необходимостью решения комплекса актуальных проблем обеспечения надежной и эффективной работы двигателей, которые возникают на различных стадиях их проектирования, изготовления, эксплуатации и ремонта.

Надежность ГТД закладывается при его разработке в стадии Н1ЮКР, а работы по обеспечению его надежности продолжаются на всех стадиях освоения серийного производства, эксплуатации и ремонта.

При самом удачном конструкторском проекте ГТД, передаваемом в серийное производство, возникают проблемы обеспечения заявленных характеристик на всех стадиях жизненного цикла ГТД.

На стадии передачи в серийное производство разработанной конструкции ГТД важно выполнить комплексную оценку его надежности и экономической эффективности для своевременного планирования и реализации мер повышения эффективности по его основным узлам, в первую очередь по турбине и компрессору. Отсутствие такого подхода может надолго задержать доводку ГТД, повысить стоимость и привести к его невостребованности заказчиком или к снижению надежности эксплуатации, летным происшествиям, авариям и катастрофам.

В связи с этим необходим обоснованный выбор направлений исследованы"/ в этом плане по узлам компрессора и турбины, особенно вследствие несовершенства известных технологий изготовления малоразмерных слож-нопрофильных лопаток компрессора методами точной штамповки или вальцовки. Что касается изготовления лопаток турбин с монокристадлической структурой, то выбор технологий литья лопаток с низкоградиентными температурами на базе лечей ПМП-2 или литья с высокоградиентными процессами направленной кристаллизации на базе печей типа УВНК 8П становится принципиальной проблемой в вопросах надежности и качества двигателя и эффективности производства.

Труднопрогнозируемые на стадии разработки ГТД возможные его дефекты в эксплуатации в условиях серийного производства ставят неожиданные и сложные задачи локального ремонта ГТД в условиях эксплуатации без возврата на базовый и ремонтные заводы.

Важнейшее значение для выполнения всей траектории полета самолета от взлета до посадки имеет реверсивное устройство, устанавливаемое на его силовой установке и, конкретно, на двигателе. Уже при взлете для его прекращения в чрезвычайных ситуациях требуется экстренное торможение через режим «прерванный взлет». Во-вторых, при посадке самолета эффективное торможение может быть достигнуто применением реверса тяги. И, в-третьих, ставится задача применения его для аварийного снижения самолета, например, при разгерметизации кабины самолета. Поэтому, все современные гражданские самолеты, как правило; снабжаются реверсом тяги.

• В то же время вопросы проектирования, исследования, освоения и эксплуатации реверсивных устройств в литературных источниках отражены неполно, тогда как в траектории полета самолета участок его посадки является важнейшим по сложности и обеспечению безопасности полета.

В этом плане особенно важно решить следующие проблемы взаимной работы системы самолет - двигатель - реверс тяги:

- устранение неустойчивой работы ГТД и забоин на лопатках компрессора при посадке самолета на участке пробега по взлетно-посадочной полосе (ВГТП) из-за попадания выхлопных газов из реверсивного устройства и попадания посторонних предметов с ВПП на его вход;

- обеспечение стабильной работы привода и системы управления исполнительными органами РУ;

- устранение неустойчивой работы ГТД из-за особенностей внутренней аэродинамики ГТД на участке: затурбинный диффузор - поворотные створки РУ - отклоняющие решетки РУ;

- обеспечение путевой устойчивости и управляемости самолета при включении РУ в полете;

- разработку универсальной методики оценки эффективности РУ в двуединой задаче: обеспечение устойчивой работы ГТД и заданной тормозной дистанции.

Авиационная «наследственность» ГТД при его конвертировании для наземного применения (требование времени по созданию двойных технологий), главным образом в качестве привода в газоперекачивающих агрегатах, и газотурбинной установки в тепловых электростанциях, приводит к необходимости дополнительных мероприятий по обеспечению его надежности, эффективности и к поиску новых концепций энергетической установки на базе авиационного ГТД.

Цель работы.

Цель настоящей работы состояла в том, чтобы в рамках комплексной системы обеспечения надежности и эффективности авиационной техники разработать концепцию доводки ГТД, снабженного реверсом тяги, а также конвертированного на его основе ГТД для наземного применения, с учетом его авиационной «наследственности» на стадии серийного освоения и производства и реализации этой концепции яа моторостроительном заводе.

Основные задачи исследования.

1. Разработка методов оценки эффективности и надежности различных типов приводов для реверсивного устройства ГТД и разработка математической модели пневмопривода на базе пневмомотора типа Руте с оптимизацией статических и динамических (в том числе тормозных) характеристик.

2. Разработка моделей пространственной ориентации реверсивных струй и условий их попадания на вход в двигатель и разработка методик расчета скоростей посадки самолета и режимов работы двигателей, при которых определяется граница попадания по гидродинамическому параметру а также разработка средств для исключения-попадания на вход в двигатель реверсивных струй из РУ и посторонних предметов с ВПП.

1

3. Разработка методики оценки эффективности работы РУ при различных способах зашиты ГТД от попадания на его вход реверсивных струй.

4. Разработка модели процессов неустойчивой работы ГТД из-за за-кру гки потока газа за турбиной и разработка средств защиты от неустойчивой работы.

5. Разработка средств обеспечения путевой устойчивости самолета при включении РУ в полете для целей аварийного снижения самолета, управления режимами полетного малого газа при уходе самолета на второй круг, а также отработки элементов пилотирования применительно к посадке космического корабля многократного пользования.

6. Разработка средств повышения эффективности производства и обеспечение надежности и высокого качества лопаток компрессора и турбины современного ГТД, в том числе за счет разработки высокоэффективных средств контроля геометрии и структуры лопаток турбины и компрессора.

7. Разработка методов и средств повышения эффективности конвертированных авиационных двигателей при наземном применении с учетом их авиационной наследственности, как то: недостаточный располагаемый ресурс, воздействие высоких температур выхлопных газов на конструкции наземных систем выхлопа, сложность привязки к существующим наземным энергоблокам при необходимости утилизации низкопотенциалыгой энергии и др.

Научная новизна.

В ходе освоения, доводки и эксплуатации двигателей ШС-8-2У (самолет Ту-1 54Б), НК-86 (самолет Ил-86), ШС-8-4 (самолет Ил-62) и освоении двигателя Аи-22 (самолет Ту-324) выполнен комплекс исследований, позволивший существенно повысить их надежность и эффективность с внедрением в серийное производство совокупности разработок:

- технологического комплекса производства малоразмерных сложно-профильных лопаток компрессора с виброимпульсной электрохимической обработкой для окончательного формообразования пера лопаток;

- технологического процесса литья рабочих лопаток турбины с низкоградиентным процессом направленной кристаллизации и реализации программы внедрения литья с высокоградиентной направленной кристаллизацией;

- высокоточной лазерной оптикоэлектронной измерительной системы для контроля сложнопрофильных лопаток турбокомпрессора ГТД;

- диагностики лопаток турбины на перегрев с помощью голографиче-ских интерферограмм;

- технологии ремонта ГТД в условиях эксплуатации;

- совершенствования систем САР и САУ, маслосистемы, системы консервации.

Исследованы основные закономерности пространственной ориентации' реверсивных струй при их взаимодействии со встречным потоком и ВПП и условия их попадания в воздухозаборник ГТД.

Разработана методика оценки эффективности работы РУ.

Обоснован выбор типа привода створок РУ. Разработана математическая модель привода. Исследованы статические и динамические характеристики привода. Разработаны и исследованы системы торможения привода.

Проведены исследования внутренней аэродинамики ГТД при включении РУ и разработаны средства для исключения срывных явлений на решетках РУ.

Исследованы задачи применения РУ в полете и варианты увеличения путевой устойчивости самолета при включении РУ в полете с целью отработки режимов аварийного снижения самолета и режимов пилотирования летающей лаборатории для тренировки космонавтов на невесомость.

Разработаны средства повышения эффективности конверсированных авиационных двигателей при применении их в составе газоперекачивающих агрегатов в качестве привода нагнетателя. Предложена концепция создания на базе авиационных ГТД стационарных автономных установок для тепло- и электроснабжения отдельных потребителей, позволяющая утилизировать низкопотенциальную энергию выхлопных газов для отопления близкорасположенных объектов, а отопление бытовых и жилых помещений, теплоснабжение которых посредством горячей воды связано со значительными тепловыми потерями, осуществлять с помощью тепловых насосов.

Практическая значимость.

Полученные теоретические и экспериментальные результаты были использованы при разработке и доводке реверсивных устройств в составе двигателей НК-8-4, НК-8-2У, НК-86 (соответственно самолеты Ил-62, Ту-154Б, Ил-86).

Отдельные разработки использованы для оптимизации режимов торможения при посадке нового самолета Ту-204.

Разработан комплекс мероприятий по защите ГТД от попадания на его вход выхлопных газов и обеспечения его устойчивой работы.

Разработаны способы устранения неустойчивой работы ГТД, вызванные конструктивными особенностями газовоздушного тракта ГТД на участке между турбиной и реактивным соплом.

Разработана инженерная методика определения границ попадания выхлопных газов на вход в ГТД по гидродинамическому параметру

Показатель надежности систем реверсирования тяги на двигателях НК-8-2У и НК-86 А',«и со значений 0,19...0,2! с начала их эксплуатации доведен практически до нуля.

Разработаны мероприятия по увеличению путевой устойчивости самолета при включении РУ в полете для отработки режимов посадки космического аппарата «Буран» и режимов тренировки космонавтов на невесомость.

Освоение новых двигателей АИ-22 для самолета Ту-324 и НК-38СТ для газоперекачивающих агрегатов ГПА-Ц16 и ГГ1А-16 «Волга» в настоящее время проводится с внедрением разработанных технологий лопаточного производства.

Основные результаты работы внедрены на следующих предприятиях: ОАО КМПО (Казань), АО КПП «Авиамотор» (Казань), АНТК им.А.Н.Тупо-4

лева (Москва), ОАО Газпром, Волготрансгаз, Самартрансгаз, Тюменьтранс-газ, Казанский аэропорт.

К защите представлены:

- выбор привода РУ, статические и динамические характеристики пневмомотора. Тормозные характеристики привода. Математическая модель пневмомотора;

- характеристики взаимодействия реверсивных струй, встречного потока и ВПП (внешняя аэродинамика РУ);

- характеристики внутренней аэродинамики РУ при его включении;

- результаты исследований РУ при включении его в полете для решения новых задач применения РУ в полете;

- технологии производства и ремонта ГТД на стадиях его серийного освоения, производства и эххплуатации:

- новые концепции совершенствования ГПА к ТЭС на базе авиационного привода.

Апробация работы.

Диссертационная работа, отдельные ее разделы и результаты докладывались и обсуждались на:

- IV Всесоюзном симпозиуме по пневматическим приводам и системам управления (Тула, 1981);

- конференции «Новые технологические процессы и надежность ГТД» (Москва, ЦИАМ, 1981);

- V [всесоюзном совещании по турбулентным течениям (Таллинн, 1985);

- X Международной конференции по автоматике (София, 1996);

- XV Конгрессе международной конференции по промышленной энергетике (Лейпциг, 1996);

- XX Всемирном газовом конгрессе (Копенгаген, 1997);

- ИГ .международной конференции «Новые энергетические системы и преобразования энергии» (Казань, 1997);

- II Международном симпозиуме по энергетике, окружающей среде и экономике (Казань, 1998);

- VIII Всемирном конгрессе «Высокие технологии в нефтегазовой промышленности» (Казань, 1998);

- Всероссийской научной конференции «Тепловые двигатели в XXI веке. Фундаментальные проблемы теории и технологии» (Казань, 1999);

- V Международном симпозиуме «Потребители-производители компрессоров и компрессорного оборудования» (С.Петербург, 1999);

- IX Всемирном конгрессе «Высокие технологии в нефтегазовой промышленности» (Уфа, 1999);

- V Международном научно-техническом симпозиуме, «Авиационные технологии XXI века» (Жуковский, 1999);

- III Всероссийской конференции «Региональные проблемы энергосбережения и пути их решения» (Н.Новгород, 1999).

- II Международной выставке «Энергосбережение» - семинар (Москва,

2000).

В целом работа докладывалась на расширенном заседании кафедры ВРД КГТУ им.Л.Н.Туполева (Казань, 2000).

Публикации.

По теме диссертации опубликовано 118 работ, в том числе 84 авторских свидетельства и патента.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения, списка литературы, изложена на страницах основно-

го текста, включая рисунков и таблиц.

Содержание работы.

Во введения обосновывается актуальность разработанной темы, дается краткая характеристика диссертационной работы, сформулированы основные положения, выносимые на защиту.

Первая глава содержит обзор литературы и материалы по выбору и исследованию характеристик привода для исполнительных устройств РУ.

Исключительно важен выбор привода и системы управления РУ, так как при минимизации массы привода для снижения веса ГТД (уровень удельной массы < 0,45 кг/кВт приемлем) требуется абсолютная надежность и эффективность. Любое невключение или несанкционированное «самопроизвольное» включение РУ приводит к предпосылке летного происшествия. Более того, как следует из публикаций, самопроизвольное включение РУ в полете могло стать причиной катастрофы самолета Боинг-767 в ноябре 1999 г.

Применение известных типов гидро-, гшевмо- и электродвигателей в качестве привода исполнительных устройств РУ статеивается с противоречивыми требованиями, основными из которых являются обеспечение малых габаритов и масс при высоких значениях мощности, абсолютной пожарной безопасности и большом ресурсе.

Анализ известных приводов по применяемому рабочему телу свидетельствует о предпочтении к пневмоприводу, в котором используется сжатый воздух, отбираемый от компрессора собственно ГТД. При этом главнейшей проблемой является обеспечение необходимого запаса мощности привода при значительных перемещениях исполнительных устройств РУ с обеспечением малой удельной массы привода. Эту задачу можно решить используя привод вращательного действия.

Проведенные автором исследования позволяют считать наиболее перспективным приводом привод вращательного действия на базе пневмомотора типа Руте. Этот вывод подтверждается исследованиями автора пусковых характеристик, статических и динамических характеристик (в том числе при разгоне и торможении) разработанного привода РУ для двигателя НК-86 на самолете Ил-86. Разработанные по результатам исследований технические решения реализованы в авторских свидетельствах № 780594, 711 800, 719209, 592204, 619002, 594801, 519079, 890805, 890803, 656412.

Для теоретических исследований пневмомотора разработана простая феноменологическая модель с применением методов прикладной теории це-6

пей. При невысоких давлениях питания пневмомотора (Рп < 0,5 Мпа) компоненты его схемы замещения приближенно могут быть описаны полюсными уравнениями, справедливыми дня гидравлических цепей.

Расчета« схема ппсамо,мотора Рис.! .2.Схема замещения пневмомогора

На рис.).] представлена расчетная схема пневмомотора, а на рис.].2 -схема замещения пневмомотора и привода. Левая ее часть описывает пневматическую часть системы, правая - механическую. Резистивные компоненты с сопротивлениями г2 и г1 и проводимостью учитывают соответственно потери давления на входе пневмомотора и внутренние утечки в нем. Емкости С> и Сз учитывают сжимаемость газа в полостях высокого и низкого давлений. Ветви 5 и б схемы замещения описывают преобразователь потенциальной энергии газа в механическую через расход О; и момент М6.

Механическая нагруз-

ка пневмомотора представлена реЗИСТОрОМ учитывающим потери на трение, емкостью С7, учитывающей инерционность пневмомотора и привода, стоком момента М„ учитывающим постоянную нагрузку привода, включая силу сухого трения.

Решением полюсных уравнений определены выражения для статических расходной и механической характеристик, приведенные на рис. 1.3.

с,, ч/с м, !Ы

1.6

1.2

0.8

9.4

Г ЗР^

Рп : 0,5

"С 0,25\. I — 1

1

1 1

0 200 400 600 Ш 1000 (0.

Рис.1.3. Расчетные расходная и механически характеристики пневмомотора •

Статическая зависимость расхода воздуха от скорости вращения из схемы замещения имеет вид

с„ =

а статическая механическая характеристика -

йЛ- Р.)

А'.С

0.3

0.2

0.1

Здесь Г„ - абсолютная температура воздуха; - объем, описываемый роторами пневмомотора при повороте на 1 радиан.

На рис. 1.4 представлены статические характеристики спроектированного, изготовленного и испытанного на специальном стенде пневмомотора. Из сравнения расчетных и экспериментальных мо-ментных характеристик пневмомотора, данных на рис. 1.5, видно достаточно хорошее совпадение. При более тщательной оценке величин потерь в пкевмомоторе может быть получено лучшее совпадение.

Как видно из рис. ¡.4 зависимость КПД имеет такой же характер, как и для мощности. Оптимальное его значение получено на рабочих режимах на скоростях а = 400 ... 600 с'1. Поскольку пневмомотор работает без расширения, то полученные значения КПД можно считать приемлемыми. Изготовленный пневмомотор имеет

1.6

1.2

0.8

0.4

\

/

/ к

О 0.4 0.8 и 1.6 2.0 Ю Ркс.1.4. Экспериментальные статические характеристики пневмомотора

М. км

X

ч1 !

N.

i , J s 4 N.....

0 200 «ш ООО SCO MOO 1200 ш.с ' Рис. 1.5. Статические характеристики лневмолютора: --------расчетная: ------ -экспериментальные

лучшие, чем известные пневмомоторы других схем, показатели по пусковому моменту (пусковой момент в 2 раза больше момента при нормальной мощности) и удельной массе (0,45 кг/кВт).

Пневмомотор обладает «мягкой» статической характеристикой, что является его положительным свойством, так как при резких колебаниях нагрузки последняя менее .разрушительно действует на

передачу привода и при перегрузках скорость вала снижается вплоть до останова. Но там, где нужна постоянная угловая скорость привода, необходимо повышать жесткость статической характеристики. Оказалось возможным

существенно повысить жесткость за счет установки на выходе из пневмомо-тора дросселя с обеспечением сверхкритического режима истечения через него и постоянства давления на его входе, то есть в режиме его работы с регулятором расхода. На рис. 1.6 дана принципиальная схема пневмомотора с регулятором расхода.

Как видно из рис. 1.7 введение регулятора расхода существенно повышает жесткость мо-ментной характеристики.

Для оценки динамических свойств пневмомотора на режимах разгона и торможения динамическая модель привода получена с помощью схемы замещения. При этом уравнение баланса расхода воздуха можно получить по уравнению первого закона Кирхгофа для узла "а" схемы замещения:

Рис.1.6. Пневчомотор с регулетором расхода:

/ - регулятор постоянного давления: 2 - заслонка направления вращения; 3- пневматическая камера; 4-тормозной клапан; 5 - дроссель; б-дроссель регулятора расхода; 7-пневмочотор: 8 - канал датчика давления

о, =£?4Р5 +

РЛ

кра л

Уравнение движения привода можно получить аналогичным образом для узла "с!" схемы замещения

Г О IV

Если в качестве входного воздействия на привод рассматривать расход газа, то оба выражения определяют линейную динамическую модель привода.

" мо то то ут /дао

п " ;т юп см до ¡то

Рис. 1.7. Статические характеристики пневмомотора:

/ - регулятор расхода с дросселем р = 289 мм'; 2 - регулятор расхода с дросселем Р= 423 мм"; 3- исходный пневмомотор с давлением на входе Р„~ 0,08 МПа; 4- исходный пневчомотор с давлением на входе !'„-0,12 МПа.

Преобразуя оба уравнения по Лапласу при со(о) = со°, получаем систему операторных уравнений, совместное решение которых дает одно уравнение

¿¡?7

где Т = ^]ТтТсЬ - пневматическая постоянная времени привода;

^ = ~{Т„+Т1Г) ~ коэффициент-демпфирования;

и Я/ /!_■ 0,3 0,4 »,1 /, с

Рис.1.8. Расчетные тормозные характеристики [шевмолрквода с пневмомоторои: / - торможение прогнвовключением при противодействующей нагрузке; 2-торможение противовключением при попутной нагрузке; J -торможение отключением при противодействующей нагрузке

- = 1+-Ь 8481 Переходные функции получены операционным методом с использованием таблиц обратного преобразования Лапласа, и после упрощений имеют вид

д/

(1-е"") А

+ со°е'

я

' |

,8487 § 7

Расчетные характеристики торможения приведены на рис. 1.8. Они показывают значительно большую эффективность торможения противовключе-нием.

Экспериментальные исследования разгона и торможения пневмопривода проведены на реальном объекте. На рис. 1.9 приведены зависимости со = при различных условиях и способах торможения. Эти результаты подтверждают теоретические выводы о значительном эффекте торможения противовклгочением.

Наряду с перечисленными способами торможения привода исследованы приводы с двухступенчатым торможением, с торможением при изменении момента инерции

со, с

¡000

800

600

400

200

I. С

о «/ 0.2 0.3 0,4 О,: I, с Рис.1.9. Экспериментальные тормозные характеристики

пневмопривода с ппевмомотором: / - торможение противовключением при противодействующей нагрузке; 2 - торможение прогивовключением при попутной нагрузке; 3 - торможение закрытием выхода при противодействующей нагрузке; 4 - торможение отключением при противодействующей нагрузке; э, 6.7, 8 - тормозной путь вариантов торможения 1, 2, 3. 4 соответственно

3

\

привода /„ и торможение привода с обратной связью, схема которого приведена на рис.1.10. Введение в систему управления обратной связи по положению исполнительного устройства обеспечивает останов последнего в заданной точке. При этом, как показали расчеты, качество регулирования системы является удовлетворительным.

Схемы управления РУ с применением лневмомотора типа Руте, защищенные авторскими свидетельствами № 780594, 594801 и 519079 проверены на двигателях ЩС-86.

В главе 2 приведены теоретические и экспериментальные данные, связанные с решением задач по предотвращению попадания реверсивных струй на вход в ГТД при после-посадочном пробеге самолета по взлетно-посадочной полосе (ВГТТТ) с одновременным обеспечением эффективности торможения самолета.

Исключение попадания выхлопных газов в двигатель можно достичь выключением РУ при достаточно больших скоростях пробега самолета или снижением режима работы ГТД. Однако в этих случаях существенно сокращается время использования РУ и снижается его эффективность как средства торможения. Так, на начальном этапе эксплуатации самолета Ил-86 скорость пробега в 207 км/ч, соответствующая началу попадания реверсивных струй во внешние силовые установки и вследствие этого неустойчивой работы компрессора, приближалась к скорости посадки самолета 230 кмУч. Эффективность использования РУ была близка к нулю.

В руководстве по эксплуатации самолета Боинг-747, широко эксплуатировавшегося к этому времени, предписывалось уже при скорости послепо-садочного пробега 165 км/ч плавно уменьшать режимы работы двигателей.

В известных работах Полякова В.В., Клестова Ю.М., Иванова Ю.В., Ви-зеля Л.М. и Мостинского И.Л., Петита и Шолея и др. приведены обширные исследования, связанные с закономерностями распространения струй, в том числе реверсивных.

Отсутствие в известных работах конкретных рекомендаций по определению условий касания контуров реверсивной струи с трубкой тока на входе ГТД и отсутствие подхода для задания границ попадания выхлопных газов в ГТД во всем диапазоне скоростей посадки самолета вызвало необходимость проведения комплекса лабораторных и натурных исследований для создания

1 2 3 4 5 6 7

Рис.1.10. Схема замкнутой системы управления РУ (а. с. №719209): 1 - корпус. 2 ~ полость выхлопа, 3 - роторы, 4 ~ лневмомо-тор, .5 - редуктор, 6 ~ РУ, 7 - створкл (исполнительное устройство РУ), <3 - качатка, 9 - тормозной клапан, 10 - полость выхлопа, 11 - клапан направления вращения, 12 - рычаг

инженерном методики расчета границ попадания реверсивных струи на вход в ГТД и разработки эффективных средств защиты.

Наибольший интерес представляют два типа взаимодействия реверсивных струй, характерных для наиболее распространенных компоновочных схем гражданских самолетов с установкой двигателей на пилонах под крылом самолета (Ил-86, Боинг-747) или с установкой двигателей в хвостовой части фюзеляжа (Ту-154):

-взаимодействие реверсивных струй рядом расположенных двигателей с набегающим потоком;

- взаимодействие реверсивных струй с ВПП и набегающим потоком. В общем виде как для случая взаимодействия потока на входе в двигатель с реверсивной струей из рядом расположенных двигателей (схема подвески двигателей на Ил-86 и Боинг-747), так и для случая взаимодействия реверсивной струи с ВПП и набегающим потоком (схема подвески двигателей на Ту-154), глубина проникновения струи в поток зависит от ряда физических величин струи и потока: плотности р, скорости V, давления Р, вязкости ц удельной теплоемкости Ср, газовой постоянной /?,., угла выхода реверсивной струи Д площади реверсивных сопел F, высоты двигателя относительно ВПП А. Тогда для координаты х границы струи:

= ./(р,. Л., v., C,e, R„, рс ,VC,PC ,vc,Cpe, Rrc, р, /> А),

где индексы "ос" и "с" относятся к параметрам потока и струи соответственно.

Аналогичные зависимости имеют место для координату, и Если предположить, что границы взаимодействия струй определяются гидродинамическим воздействием потока и струи, то есть влияние Rt\ и р относительно слабое, а /?= const, то

Ивановым Ю.В. получена эмпирическая формула для определения положения оси реверсивной струи в сносящем потоке:

X

¿Г

Ъ Ш +fctga'

где х - координата центра реверсивной струи по направлению сносящего потока;

у - поперечная координата оси струи;

- отношение скоростного напора реверсивной струи к скоростному напору набегающего потока;

- диаметр реверсивного сопла;

а - угол между направлением струи и сносящим потоком.

Для взаимодействия реверсивных'струй рядом расположенных двигателей и набегающего потока согласно рис.2.1 (схема самолета Ил-86) условием начала попадания реверсивной струи их внутреннего двигателя на вход внешнего будет касание нижней границы трубки тока внешнего двигателя. Тогда определение скорости посадки самолета, когда начинается указанное 12

касание в зависимости от режимов работы двигателей, сведется к решению треугольника ABC:

где В - нормаль из центра трубки тока внешне- ч , / го двигателя на ось ре- \ /У версквной струи внутреннего двигателя (AF);

h - ширина реверсивной струи внутренне- |[| [Ц

го двигателя в точке ne- rn > fr> в / / в .в...........

ресечения ее с плоскостью среза воздухозаборника внешнего дви- А~ гателя (СЕ = Ыг)\ у„ - координата воз- Г [

духозаборника внешнего ^-/í^áfi

д в и гателя (О F ) ;

у„ - координата точки пересечения оси струи с g~"j

плоскостью среза возду- -----

хозаборника внешнего Рис.2.1. Взаимодействие реверсивной струи

двигателя (ОЕ)' внутреннего двигателя с трубкой тока внешнего

, ' двигателя (вид против полета):

а, - диаметр трубки „ „ m. I

' О— центр верхнеи решетки РУ; С - точка касания нижнеи гра-

ТОКа. кицы струи с трубкой тока; Л — ось внешнего двигателя

В обшем случае

это выражение является некоторой функцией /(KJ, которая обращается в нуль в момент касания нижней границы реверсивной струи трубки тока внешнего двигателя:

Значение скорости V„ = V',x, при которой F(F'.„) = 0 является скоростью, когда нижняя граница реверсивной струи касается трубки тока внешнего двигателя.

Используя вышеприведенную эмпирическую формулу Иванова Ю.В. для определения траектории реверсивной струи в сносящем потоке и эмпирические формулы Petit J.E. и Scholey Н.В. для определения значений координат оси струи г„, ее ширины b и толщины ¿>, представляется возможным провести расчет и построение конфигурации струи для различных скоростей посадки самолета. На рис.2.2 приведена эта конфигурация для двух значений скоростей пробега самолета 50 км/ч и 100 км/ч для режима работы внутреннего двигателя, соответствующего лс\- 1,7.

Для расчетов параметр удобно определять через газодинамические функции реверсивной струи и потока:

<к)

К

Диаметр трубки тока ¿1Т внешнего двигателя найдем из условия равенства расхода в трубке тока перед воздухозаборником расходу через воздухозаборник:

d= 2

Рис.2.2. Взаимодействие реверсивной струи внутреннего двигателя с трубкой тока внешнего двигателя

10,3965 у(к „)/>,,к' Скорость У'х будет зависеть от режимов работы внутреннего и внешнего двигателей, то есть от степени расширения газа в реверсивных соплах внутреннего и внешнего двигателей /Тс! и кс2, так как режим работы внутреннего двигателя определяет скоростной напор реверсивной струи и глубину ее проникновения в трубку тока внешнего двигателя (или начало

касания), а режим работы внешнего двигателя определяет диаметр трубки тока.

Таким образом, зависимость V'X!r,c2-comt = А^ ci) становится исходной для задания границ попадания выхлопных газов из реверсивной струи рядом расположенных двигателей на всех режимах посадки самолета с включенными РУ. Теперь достаточно рассчитать зависимость qv = J{Vv) для фиксированных значений и на кривых q,^ci=cons: ~ нанести значения q„ определенные из функции V* = j\n с1). Линия, соединяющая полученные точки q„ и будет теоретической границей попадания выхлопных газов из реверсивной струи внутренних двигателей на вход внешних qm = const.

Разработанная автором модель определения условий начала попадания выхлопных газов из реверсивной струи внутренних: двигателей на вход внешних двигателей и определения теоретической границы позволили рас-

считать эту границу для самолета Ил-86, которая определена как qv =23. Эта величина удовлетворительно согласуется с величиной, определенной при натурных летных испытаниях самолета Ил-86 qv0 = 20. Расчетные зависимости = /[Vг) н линия qv0 = const, полученные для работы РУ двигателей НК-86 на самолете Ил-86 при его посадке представлены на рис.2.3.

\ значение 1.1 .. 1,3 ?,Э... 1,5 ]

I попадание струи о \ Д j

J неустойчивая работа • i ж I

Рис.2.3. Границы допустимых значений определенные для исходного варианта комлоновки РУ на самолете Ил-86

Представление границ попадания выхлопных газов из реверсивной струи а виде линий дт = const на сетке кривых qv позволяет обосно-

ванно подойти к выбору способов защиты или уменьшения попадания выхлопных газов из реверсивной струи. В частности, для смещения линии qv0 = const вверх, то есть для расширения границ устойчивой работы двигателей, требуется разработка конструктивных мероприятий по реверсивным соплам ¡(ли по компоновке силовых установок на самолете. В пределах полученной границы qm = const можно говорить об оптимизации задания режимов совместной работы двигателей при включении РУ, например, о плавном изменении режимов работы внутренних двигателей по закону q,0 = const.

Процесс взаимодействия реверсивной струи с'набегающим потоком и поверхностью ВПП носит более сложный характер но сравнению с ее свободным распространении во встречном потоке.

Экспериментальные исследования ло определению границ проведены в модельных условиях и натурных объектах для двух наиболее распространенных схем компоновки двигателей на самолете (рис. 2.4). Дтя модельных исследований разработан способ испытаний с выдувом из модели углекислого газа с определением его концентрации по пробам на выходе из модели, иллюстрированный на рис.2.5. Как видно из рис.2.6 начато попадания газов,из

реверсивной струи внутреннего двигателя на вход внешней силовой установки для Ил-86 соответствует = 30, а начало попадания газов реверсивной струи из бокового двигателя на свой вход при ее взаимодействии с ВПП и

набегающим потоком на самолете Ту-154 соответствует значению = 55. Необходимо отметить, что предложенная методика позволяет определить максимальные значения 0>, соответствующие наихудшим условиям работы двигазеля при послепосадочном пробеге самолета.

В натурных условиях исследование границ попадания газов из рядом расположенных двигателей проводилось в процессе летных испытаний самолета Ил-86. Методика проведения испытаний заключалась в выполнении реальных посадок самолета с включенным РУ с записью параметров двигателя и скорости движения (по частоте вращения колес и скоростному налору набегающего потока). Начато попадания выхлопных газов фиксировалось по началу пульсации давления и росту температуры потока на входе в двигатель. По мере увеличения количества попадающего газа зона пульсаций во входном сечении расширялась и при достижении предельного «затенения» входного сечения в двигатель газами реверсивной струи происходило нарушение его устойчивой работы («хлопки», падение давления за компрессором и повышение температуры газов за турбиной). - Полученные при испытаниях значения соог-

16

, Поведение е рядам I р&спслахевный двигатель

/7ог?э<Зение при &шимод&Ск*теии Л струи соседних деигзюепей с Попадание в собспюенныи ^ и нв6еав10щиы потока»

£ багатель при прилипании струи к иогткеонболо

А -А

А

-4

А

Попадание при еовинсдействии ешэв струи с ВПП и набегачлчиш леттолем

Рис.2.4. Типичные условия попадания реверсивных струй в силовые установки самолета

Рис.2.5. Принципиальная схема проведения

испытаний модели РУ (а.с. № 766248): 1 - направление набегающего потока; 3 - кожух; 3 — экран; ■/ — корпус; 5 -штуцер; 6 - трубопровод; 7 — реверсивные сопла; 8 - воздухозаборник; У- канал

\ N

/ Ту-154

j i Ил-86

/у

О 30 55 80

гю

320 400

Рис.2.6. Зависимость концентрации углекислого газа, попадающего в модель ТРД, при продувке моделей РУ. соответствующих компоновке снлопых установок на самолетах Ил-85 и Ту-154 от я.

ветствуюшие началу попадания выхлопных газов и началу неустойчивом работы внешних двигателей для различных значений ягсi и лл нанесены для

исходного варианта на сет-I ке зависимостей q, - j[VJ)

рис.2.3. Из рис.2.3 видно, что в исходной компоновке РУ при включении РУ всех четырех силовых установок на Vx~ 230 км/ч попадание выхлопных газов во внешние двигатели вызывает их неустойчивую работу уже при Ко = 207 км/ч. Границу начала неустойчивой работы, соответствующую минимально допустимой эксплуатационной скорости пробега обозначим min = const. Границы допустимых значений qm, определенные расчетным путем по предлагаемой методике ( <?„,= 23) и определенные при летных испытаниях Ил-86 ( qm= 20), удовлетворительно согласуются.

Границы попадания выхлопных газов при взаимодействии реверсивной струи с поверхностью ВПП и набегающим потоком определялись в натурных условиях по результатам скоростных пробежек и рулежек самолета Ту-154 по ВПП с включением РУ боковых двигателей с использованием системы масляной визуализации реверсивных струй. Из рис.2.7 следует, что граница начата попадания выхлопных газов соответствует значению qvu = 42.

Анализ натурных и модельных испытаний РУ подтверждает, что начало попадания выхлопных ГаЗОВ ИЗ Схема раслрострзнемпя реяереггеноп струм '"i PV Ч,! санолете Ту-154

реверсивной струи -в двигатели НК-86 и НК-8-2У определяется закономерностью qn, = const. Завышение значения q„„ по результатам модельных испытаний с использованием выдува углекислого газа и оценки его коли-

180 200

Рис.2.7. Границы допустимых значений </,„, определенные для компоновки РУ на самолете Ту-154

честна, которое попадает в двигатель, можно объяснить не полным соответствием конструктивного выполнения элементов модели РУ и компоновки силовой установки с РУ на реальных двигателях НК-86 и НК-8-2У. Тем не менее, возможность заблаговременного определения цт на моделях не провода комплекса дорогостоящих натурных испытаний и отработка средств защиты ГТД от попадания реверсивных струй на стадии проектирования РУ существенно сокращает цикл создания ГТД с реверсивным устройством с закладкой в него мероприятий по надежности. В целом, накопленный опыт совершенствования РУ на стадии освоения двигателя в серийном производстве, в том числе на первых полетах, позволил разработать рекомендации, полезные на стадии проектных работ по двигателю.

Согласно выполненной классификации и анализу способов защиты исходя из опыта проектирования, доводки и эксплуатации определены две основные группы способов защиты:

- снижение уровня возмущений в потоке на входе в ГТД;

- повышение запасов устойчивой работы компрессора ГТД.

В свою очередь, снижение или устранение входной неравномерности при появлении возмущений может быть достигнуто:

- отклонением реверсивных струй путем изменения угла выхода реверсивной струи /?;

- изменением угла поворота РУ вокруг продольной оси у и угла наклона лопаток в решетке уг,

- созданием защитных экранов непосредственно перед РУ или перед входным устройством ГТД;

- изменением режимов работы двигателей в процессе послепосадочно-го пробега самолета.

Применительно к компоновке силовых установок на самолете Ил-86 из множества испытанных схем наиболее продуктивной является схема с разделением реверсивной струи верхней решетки РУ внутренних двигателей путем выполнения среднего ряда решеток верхнего окна РУ с углом /3= 90°.

Установка средней секции с лопатками /?= 90° позволила поднять границу до 29 и сместить границу неустойчивой работы до 144 км/ч (рис.2.8). Внедрение решетки с воздушным экраном обеспечило смещение границы неустойчивой работы до скорости 126 ... 130 км/ч.

Модельные исследования позволили установить факт попадания выхлопных газов на вход во внутренние двигатели из нижних решеток собственных двигателей. Показана возможность доведения границы неустойчивой работы двигателей до 102 км/ч путем изменения конфигурации нижней решетки.

1С перспективным способам предотвращения попадания выхлопных газов в двигатель относится создание струйных экранов вблизи среза воздухозаборника, например, в виде одиночной круглой струи и дополнительно с приведением этой струи в колебательное движение. Этот способ применим

для защиты воздухозаборника двигателя самолета вертикального взлета от выхлопных газов, осаженных от ВПП.

Рис.2.8. Границы допустимых значений с1у0-

Сь.л. - лерв;ш. нгора* >i iг.я ранетки с уменьшением углз и с чахрьпнем четвергом решетки Л A (itipg-iji, нтсрля и третья решетки с игклоняюшк.мн шшрькачи

jHO^CHi/e .--з 1.1 .. 1.3 ; I.3.. 1.5

; попядэнче струи Д

j неус/пои^и&вя работа * I

В соответствии с поставленной задачей разработки средств для исключения попадания реверсивной струи на вход двигателя и используя выведенную закономерность протекания границы qm = const автором разработан q, -регулятор расхода топлива через двигатель и исследованы его динамические характеристики.

Параметр может быть записан в виде:

KF г

кс -I UJ

к.

к.

к* - 1 UJ

Здесь кс и к, - показатели адиабаты для реверсивной струи и набегающего потока;

Рс и Рц - давления торможения для реверсивной струи и набегающего потока.

Раскладывая числитель и знаменатель приведенного выражения в ряд Тейлора и ограничиваясь его первым членом, получим

р, р„ р'

-! -Р.,

или

р.-р.

Принципиальная схема регулятора расхода топлива, дозирующего по-

дачу топлива по закону д.

- = еог^ , представлена на рис.2.9.

Рис.2.9. ч»-регулятор (а.с. № 8 ¡4002): 1 - пневматическая камера; 2 - полость Рс'; 3 - плечо; 4 - мембрана; 5 - полость Рн'; 6 - мембрана; 7 - двух -плечий рычаг, 8 - летчик отношения приращений дав; 9 - плечо рычага; 10- командная по-

Рассматривая систему регулирования применительно к конкретному двигателю НК-86, можно записать его дифференциальное уравнение как объекта регулирования на режиме послепосадочного пробега:

(Га5 + 1)Ди = каАС; + кгЛ , где Т„ - постоянная времени двигателя;

ку - коэффициенты усиления.

Уравнение регулятора расхода топлива, снабженного изодромом и -регулятором, будет иметь вид: (Тр + = к (Т^Б +

где Тр - постоянная времени

К - г,

лос!ь; // — сервомеханизм; 12 -локирующая игла, 13 - дозированное топливо; 14 - подвод топлива; 15 - жиклер лодюла командного даяления: 16—телексе сопло; 17 - слив; 18 — ось вращения рычага 7

топливного регулятора;

Та - постоянная времени изодрома топливного регулятора.

Совместное решение этих двух уравнений дает уравнение движения системы, имея которое можно провести исследование устойчивости и качества его регулирования. Рассмотрены переходные процессы в системе при подаче на вход системы ступенчатого возмущения АУ„

На рис.2.10 представлены кривые переходных процессов для

ступенчатого возмущения ЬУ* — 10 м/с. Исходя из технических требований на систему регулирования ГТД с применением д,,-регулятора, воздействующего на основной контур регулирования, следует отдать предпочтение кривым 2, 3 и 4, так как не требуют конструкторской переделки узла изодрома уже доведенного исходного регулятора частоты вращения двигателя и имеют достаточные запасы устойчивости.

Применительно к схеме реверсирования самолета Ту-154 автором разработан и внедрен способ управления ГТД на послепосадочном пробеге самолета, являющийся, по сути, частным случаем ^-регулятора. Способ предусматривает следующие основные режимы работы, которые обеспечиваются автоматически с момента включения РУ:

- работа на максимальном режиме ^„д- полный реверс;

- плавный перевод режима работы боковых двигателей на режим «малый реверс» в диапазоне скоростей Уж = 115... 125 км/ч;

- снижение режима работы до режима «малого газа» и выключение РУ при достижении скорости руления самолета.

Исследование схем взаимодействия реверсирующих струй с ВПП и набегающим потоком для схемы подвески двигателей на Ту-154 показало, что задействованная на самолете Ту-154 послепосадочная механизация крыла (выпущенные интерцепторы и закрылки) способствует попаданию выхлопных газов на вход двигателя.

Для устранения этого влияния дополнительно к методу управления ГТД на послепосадочном пробеге самолета (по патенту 31311320) разработана и внедрена на самолете ТУ-154 система автоматизированного управления посадочной механизацией крыла, которая по сигналам отжатия основных стоек шасси в момент касания ВПП и включения РУ обеспечивает кратковременную уборку внутренних интерцепторов (изменение 8Я|)Т с 45° до 0°) и плавный перевод закрылков из послепосадочного положения на взлетное.

Уборка интерцепторов и закрылков к моменту выхода двигателей на режим максимальной обратной тяга создает условия для более эффективного сноса реверсивных струн набегающим потоком воздуха и позволяет использовать режим максимальной обратной тяги до скорости пробега К«= 100 км/ч.

Параллельно, по результатам экспериментальных модельных исследований условий попадания выхлопных газов при несимметричном взаимодействии реверсивных струй с ВПП и набегающим потоком было определено, что отклонение реверсивной струи из нижнего окна от вертикальной оси на угол />15° приводит к существенному снижению попадания выхлопных газов в двигатель. С этой целью на боковых двигателях НК-8-2У самолета Ту-154 были установлены «диагональные» решетки, у которых 40% лопаток повернуты на угол 45° в горизонтальной плоскости для дополнительного бокового отклонения нижних реверсивных струй в сторону от фюзеляжа (рис.2.11).

Достигнутый суммарный эффект обеспечил резкое снижение числа досрочных съемов двигателей НК-8-2У при посадке самолета Ту-154 из-за забоин на лопатках компрессора в результате попадания посторонних предметов с выхлопными газами с ВПП на вход в двигатель, а коэффициент отказа по неустойчивой работе двигателя на 1000 часов налета Кюсю практически доведен до нуля в период интенсивной эксплуатации двигателей.

Оценка эффективности способов и средств зашиты ГТД от попадания выхлопных газов при включении РУ должна, очевидно, складываться из обеспечения защиты двигателя от выхлопных газов и обеспечения заданной минимальной длины пробега самолета в пределах заданной длины ВПП.

По известной методике в работе Святогорова А.А. длина пробега самолета находится из выражения

1 _ Ч У»с1Ут I а

Для определения требуется решение уравнений движения самолета при послепосадочном пробеге

Рис.2.11. Выходное устройство двигателя НК-8-2У с нижней "лиагонатьной" решеткой РУ: I — основная секция; 2 — "диагональная" секция

S df

= X + F+Rr.

IR,, M

о

Rn.KH

Здесь Vmc - скорость самолета в момент касания ВПП; а - ускорение самолета;

Сс - посадочный вес самолета;

Х- сила аэродинамического сопротивления самолета;

F— сила торможения самолета тормозами колес;

Rc - суммарная обратная тяга, создаваемая всеми РУ самолета.

Рассматривая мероприятия по защите двигателя от выхлопных, газов, реализуемые за счет РУ, целесообразно и эффективность торможения самолета определять по доле поглощения кинетической энергии самолета, вносимой РУ.

Представляется целесообразным оценку тормозного эффекта проводить по суммарному импульсу силы, создаваемому обратной тягой РУ:

Rpi - текущее значение обратной тяги;

/-время работы РУ.

Располагая значениями X, F, Gc и Rp для конкретного самолета, рассчитав значения скорости по-слепосадочного пробега самолета Кд = Дг), имея графики qm = const и находя по ним значения У'х, можно построить зависимости Rp = J{t) применительно к каждому мероприятию. Тогда суммарный импульс У определяется как сумма площадей под кривыми Rp = f{t) для каждой силовой установки самолета.

На рис.2.12 приведе-

1 Г" \

i /' \ \ 2

\ 1 ч V \ к ^ 0

/ 1 ч Ч \ N

< N.

/ i | I

/ ! i I I I I

! I

i ! I! .

на 12 U

I L— Вивший двигатель ;

I Л

\ i \ t

I , I виугпр двигягнвпь': .....I . '

U-' ЦчЯГ;

-Л 'i ! IS I "1\ 1

Рис.2.12. Изменение обратной тяги Яр по времени пробега самолета: / - для РУ с исходными решетками с регулированием расхода топлива по программе <?,„=соп51; 2 - для РУ с лопатками среднего ряда решеток (3,=90° и с регулированием расхода топлива по программе ?„,=соп51; О - для базового РУ

ны зависимости Rp = J[t) для двигателя НК-86 для наиболее результативных вариантов защиты ГТД от попадания выхлопных газов. Кривая "о" соответствует базовому импульсу сил, соответствующему максимальному значению Rp, который реализуется

конструкцией РУ в предположении отсутствия попадания газов реверсивных струй внутренних двигателей на вход внешних до скоростей пробега V«, = 100 км/час. В таблице приведены данные по импульсу сил для основных проверенных мероприятий по защите. Как видно из таблицы, вариант защиты №8 по эффективности превосходит расчетный базовый вариант, когда включены все РУ на максимальном режиме в предположении отсутствия какого-либо попадания газов на вход двигателей.

Номер варианта Содержание мероприятия Импульс /, кЯс Относительный импульс 1

1 Закрытие одного нижнего ряда решеток верхнего окна РУ 104,2 0,517

2 Уменьшение угла (/ на трех нюкних решетках верхнего окна РУ и закрытие четвертого рядз решеток 112,4 0,557

3 Отклоняющие козырьки на грех нижних решетках верхнего окна РУ 118,9 0.589

4 Закрытие среднего ряда решеток верхнего окна РУ 120,3 0.596

5 Снятие среднего ряда решеток верхнего окна РУ 133.0 0.659

6 Выполнение лопаток среднего ряда решеток верхнего окна РУ с углам выхода струи /?= 90° 132,7 0,658

7 Автоматическое регулирование расхода топлива внутренних двигателей по программе q„, = const для РУ с исходным вариантом решеток 160,4 0.795

8 Автоматическое регулирование расхода топлива внутренних двигателей по программе дю = const для РУ с .топагками среднего ряда решеток верхнего окна РУ с углом выхода струи ¡}~ 90° 224,2 1.112

Проведенные исследования и выполненные на их основе конструктивные мероприятия позволили исключить дефект неустойчивой работы двигателей НК-8-2У и НК-86 на самолетах Ту-154Б и Ил-86. Некоторые разработки применены на самолетах Ту-204 и Ту-214 и могут быть использованы на других модификациях самолетов.

В третьей главе рассмотрены особенности внутренней аэродинамики ГТД при включении РУ.

Случаи неустойчивой работы ГТД в момент включения РУ при отсутствии каких-либо возмущений потока на входе в ГТД при стендовых испытаниях на стадии его серийного освоения потребовали проведения экспериментально-исследовательских работ, начиная с проверки возможности попадания выхлопных газов из газоотводящей стендовой системы на вход в двигатель. Потребность исследования этих явлений стала по-настоящему актуальной, когда случаи неустойчивой работы двигателя на режимах обратной тяги стали регулярными после увеличения закрутки рабочих лопаток турбины последней ступени (мероприятия по повышению прочности собственно лопаток турбины).

Основываясь на модельных исследованиях В.И.Никитина и А.Ниппер-та течения газа в криволинейных каналах, когда при углах поворота потока в

Рнс.ЗЛ. Способы обеспечения устойчивой работы двигателя па режимах обратной тяти

л-и об/мин

о - 5337

Л • 5232

- ¡106

t ■ 4Э5!

О . 4509

ы . J003

ЬР^, „г/си1

по полету

пределах 90...250° разность давлений между вогнутой и выпуклой поверхностями криволинейного канала приводит к интенсивным вторичным течениям, исследованы особенности потока газа в затурбинном диффузоре перед

поворотными створками и отклоняющими решетками РУ.

На рис.3.1 приведена конструктивная схема проточной части двигателя НК-86 за турбиной перед РУ. Поток воздуха и газов за вентилятором 3 и турбиной 4, попадая на поворотные створки РУ, разделяется на две части и поворачивается на верхнюю и нижнюю решетки. Проводя аналогию с течением потока в криволинейных каналах и полагая переднюю стенку 5 окна решетки как выпуклую стенку, а створки как вогнутую стенку, можно утверждать о возникновении вторичных течений и парных вихрей на входе в первые секции решеток и на передних кромках 6 створок на входе в последнюю секцию решеток.

Из рис.3.2, где представлены эпюры полных давлений на выходе из центральной секции решетки РУ при устойчивой работе ГТД, видно, что давление на первой и последних секциях решетки ниже, чем на срединных секциях. Такое протекание эпюры давлений свидетельствует о предпосылках к запиранию решеток. При этом следует иметь в виду, что. принимая во внимание фактор масштабности при рассмотрении поворота потока реальным РУ по сравнению с результатами исследований особенностей течения на моделях, на реальном РУ вторичные течения ослабле-

5 4 3 2 1 №"ючек

ГреЫнка смешена на от крайнего тредтгв положенья

Рис.3.2. Эпюра полных давлений на выходе из центральной секции решетки РУ при устойчивой работе двигателя

псслв Лв/Звния /7

кг/си'

1.0

пнц сб/шн

1 -4837 ■ - 4698 1-4584 4-4431

к-439.2 »- 4271 «-4(61

,-40В7 .-3383

ны в связи с большим трением на поверхности боковых створок, а значит, ослаблены компенсирующие течения в обратном направлении в ядре потока. Тогда вторичные течения должны вырождаться в мелкие вихри, которые концентрируются в угловых зонах окна решеток РУ.

Закрутка потока газа за турбиной инициирует усиление вторичных течений и образование парных вихрей. В этом случае эпюра полных давлений на выходе из центральной секции решетки РУ (рис.3.3) свидетельствует о резком падении давления на последних секциях решеток, их запиранию, что,

в свою очередь, приводит к «поджатию» двигателя и нарушению его устойчивой работы.

Закрутка потока за турбиной сопровождается эффектом поджатия потока за вентиляторным контуром с образованием зоны разрежения вблизи передних секций решеток РУ, что является дополнительным фактором запирания решеток.

С целью увеличения местной диффузорности проточной части на входе в РУ были проведены эксперименты со съемом, подрезкой и изменением формы стека-теля на чашеобразную (рис. 3.1).

Это снизило вероятность образования на стенках канала вторичных нело-кализованных течений при повороте разделенного на поворотных створках потока, что, в свою очередь, уменьшает возможность отрывных течений на стенках канала и выравнивает эпюру давлений на выходе из решеток. В конечном счете обеспечивается устойчивая работа двигателя в требуемом диапазоне режимов обратной тяги, включая режим Яо6р тм.

Установка на поворотных створках продольных стенок 2 (рис.3.1) также обеспечила восстановление устойчивой работы двигателя на режимах обратной тяги, что можно отнести за счет деформации вторичных течений и уменьшения парных, вихрей,.вследствие чего и уменьшения отрывных зон. Внедрение на РУ двигателя НК-86 створок РУ с установкой на них двух про-

и и ю я

3 2 ! Не тскек

Рис.3.3. Эпюра полных даалений на выходе из центральной секции решетки на устойчивых режимах работы и после падения «нд

дольных стенок обеспечило устойчивую работу двигателя на всех режимах обратной тяги.

Учитывая изложенное, можно рекомендовать при проектировании РУ применение следующих способов предотвращения неустойчивой работы ГТД при включении РУ, предусматривающих компенсацию закрутки потока за турбиной сокращением длины стекателя и приданием ему чашеобразной формы, а также снижением интенсивности вторичных течений путем установки на поворотных створках продольных стенок попарно на каждой створке.

Четвертая глапа посвящена разработке дополнительных способов эффективного использования РУ для совершенствования эксплуатационных качеств двигателя и самолета. В частности, выход из нестандартных ситуаций при аварийном снижении самолета или при прерванной посадке самолета для обеспечения ухода его на второй круг может быть обеспечен применением РУ в полете. Применение РУ в полете для прекращения авторотации выключенного двигателя, торможения самолета в полете для увеличения его вертикальной скорости снижения с целью изучения режимов приземления космических кораблей многоразового пользования также относится к ряду задач использования РУ в полете. Перечисленные задачи являются весьма актуальными как для авиации, так и для космонавтики.

Главной задачей исследования стало изучение влияния реверсивных струй на характеристики устойчивости и управляемости самолета.

Исследования проведены на самолете Ту-154, оборудованном под летающую лабораторию. В процессе летных испытаний было выявлено значительное влияние реверсивных струй, попадающих на хвостовое оперение самолета из верхних решеток реверса на характеристики устойчивости и управляемости самолета.

Коэффициент путевой устойчивости вычисляется по формуле:

Лт„

у др

где т\ - коэффициент аэродинамического момента рыскания;

|3 - угол скольжения. Коэффициент путевой управляемости вычисляется по формуле:

8, ШУ т•>

Д5„

где - угол отклонения руля направления.

На рис.4.1 приведены значения т"у и т1у" по скорости снижения самолета Клр. В исследованной компоновке РУ на летающей лаборатории реверсивные струи из верхних решеток существенно снижали характеристики самолета по т\ и г»1". Используя данные о влиянии различных конфигураций

реверсивных решеток на направление реверсивных струй при их взаимодействии со встречным потоком, удалось комбинацией «диагональных» решеток

У '

■О 0005

-0.000t -0.0010 -0.0012

I

■0.0014 J

град

ft

"V6".

-аоооб

-0,0007 •0,0008 -0,0009 -0.0010 ■

град ■

Рис.4,1. Результаты определения коэффициентов путевой устойчивости и управляемости самолета Ту-154 с включенным реверсом гяги: о-вариант I; Л-вариант 2; О- вариант 3; ! - разброс эксперимегтальныхзначений

и перекрытием двух продольных рядов решетки (вариант 3 иа рис.4.2) увеличить путевую устойчивость по сравнению с исходным вариантом на 30% при F„p= 350 км/ч и на 15% при К„р = 550 км/ч. Из того же рисунка видно, что вариант 3 выполнения решеток РУ обеспечивает увеличение m6v" на 15...20% при Кпр = 350 км/ч по сравнению с исходным вариантом.

Для обеспечения гарантийных усилий привода створок РУ при их перекладке в полете была специально разработана система управления с аккумулятором сжатого

Оариэит1

Монгол W*>

—2U-J-4-U

*—' ■ 1

. ; ) - 1

-4- -4-1

— — l~rrrr

—

1 г 4 5 6 Вар 7 в 9 ю и ¡г 15 пант2

воздуха. Результаты исследований обеспечили получение посадочной глиссады самолета применительно к космическому кораблю многоразового пользования, а также позволили отработать режимы быстрого снижения самолета для тренировок космонавтов на невесомость.

В этой же главе приведены разработанные конструктивные схемы РУ и схемы управления для различных целей применения РУ в полете: задание режима полетного малого газа, исключение авторотации двигателей в полете.

В главе 5 приведены материалы исследований и разработок, направленных на обеспечение надежности узлов и ГТД в целом на стадии его освоения и доводки.

Показано, что качество и безотказность авиационных ГТД с реверсом тяги могут быть значительно улучшены на основе совершенствования его конструкции и систем в хо-

—г-Н— i—Ц—

ш

>ТН~Г

г!

Взрлант 5

Pjnaroпальнал секция олзстлкм

Рис.4.2. Схемы верхней решетки реверса.

К1000

0 25----

19 и 1576 1973 1930 1582 1988 '■/66 1390 :997 1994 "995 [сд

Рис.5.1. Распределение по годам эксплуатации коэффициента отказа РУ дпигателя НК-8-2У на 1000 часов наработки

де серийного производства и эксплуатации. Даны разработанные автором конструктивные и схемные решения по РУ, которые позволили коэффициент отказа РУ на 1 ООО часов налета К/ооо на двигателях НК-86 и НК-8-2У довести практически до нуля (рис. 5.1 и 5.2).

Разработки автора по защите двигателей от попадания на их вход реверсивных струй и, тем самым, исключения их неустойчивой работы применительно к двигателям НК-8-2У и НК-86 также практически исключили дефект неустойчивой работы двигателей при включении РУ (рис. 5.3 и 5.4, подтверждающие эффективность разработок).

Концепция закладки комплексных технологических решений по надежности и эффективности на стадии серийного освоения ГТД нашла отражение при внедрении в серию двигателей нового поколения НК-93, в том числе его наземной модификации НК-38, на которых конструкция лопаток компрессора высокого давления характеризуется высокой геометрической точностью, малой толщиной, высокими требованиями к качеству поверхности. Это принципиально важно и потому, что методы вальцовки и штамповки имеют существенные недостатки.

Исследованы закономерности электрохимического метода (ЭХО) обработки, отработана технология формирования за одну операцию трактовой поверхности лопатки кюоо методом виброимпульсной ЭХО. Разработана и реализована концепция снижения дестабилизирующих факторов на точность изготовления лопатки за счет прерывности процесса ЭХО путем подачи технологиче- 1382 13£В 1990 1992 ,Я94 , 99й

ского тока «пачка- Рис.5.2. Распределение по годам эксплуатации коэффициента ми» ИМПУЛЬСОВ с тем, отказа РУ двигателя НК-86 на 1 ООО часов наработки

чтобы минимизировать изменение температуры, газонаполнения и зашлам-денности электролита в межэлектродном зазоре вдоль пера лопатки. Создан

Рис.5.3. Распределение по годам эксплуатации проявлений неустойчивой работы на режиме К^р двигателей НК-8-2У, НК-8-2У 2 серии на 1000 часов наработки

на ОАО КМПО новый станок ЭХВИС-5000-Ф2, обладающий повышенной точностью, стабильностью. Параллельно создана совместно с предприятием «ОПТЕЛ» оптикоэлектронная лазерная система измерения, позволяющая проводить бесконтактные трехмерные измерения с компьютерной обработкой и регистрацией результатов (с разрешающей способностью по координатам 0,001 мм).

Реальные условия эксплуатации самолета Ил-86 с двигателями НК-86 предполагают короткий срок работы двигателей на исполнительном старте аэродрома (около ! минуты), что вызывает при недостаточном прогреве двигателей неполучение заявленной взлетной тяги. Дополнительное увеличение взлетной тяги может быть достигнуто кратковременным форсированием двигателей повышением температуры газов перед турбиной, что приводит к уменьшению длительной прочности лопаток турбины. С целью повышения длительной прочности лопаток внедрен технологический процесс литья турбинных лопаток из сплава ВИАМ ЖС-ЗОВИ с монокристаллической структурой на печах ПМП-2. Однако эффективность этого процесса оказалась невысокой (процент выхода годного составил 10%), что было вызвано, как показали исследования, образованием паразитных кристаллов, трещин по межзеренным границам и др. причинами.

Разработаны методы решения этих проблем, в частности, путем повышения температуры в зонах

нагрева печи, охлаждением лопаток при термообработке вместе с печью, запрета замены исходного шихтового материала, модернизации печи ПМП-2 с 30

Рис,5.4. График проявлений по годам эксплуатации неустойчивой работы на режиме К^ двигателей НК-86, НК-86А на 1000 часов наработки

внедрением автоматической системы управления технологическим процессом литья.

Проведенные исследования и опыт производства показали, что уровень выхода годного при производстве лопаток в печах ПМП-2 практически исчерпан значением 60-70%, поскольку п печах ПМП-2 заложены низкоградиентные процессы с градиентом температур GL, не превышающим 10 К/см. К недостаткам низкоградиентных процессов относятся малая скорость охлаждения сплава Г„м = G^/?, К/мин и формирование грубодендритной структуры, так как расстояние между осями дендритов Л определяется скоростью охлаждения в соответствии с известной зависимостью

A^A{GlR,)~s, где R - скорость роста кристалла, см/мин.

Такая структура характеризуется крупными выделениями первичных составляющих - эвтектики у - у', карбидов типа МеС на основе TiC, а также развитой пористостью. Зональная ликвация приводит к образованию на поверхностях отливок дефектов - структурной полосчастости (freckles). В этой связи начат процесс внедрения в производство метода литья с высокоскоростной направленной кристаллизацией, устраняющей описанные недостатки с повышением процента выхода годного до 90%.

Исследованы условия появления межкристаллитной (высокотемпературной) коррозии на лопатках турбины и разработан способ ускоренного исследования этого дефекта.

Проведенными исследованиями обоснована возможность диагностики лопаток турбины па перегрев с помощью топографических интерферограмм.

Разработаны и внедрены технические решения, позволившие сократить время ресурсных испытаний, а также локализовать титановый пожар двигателя, что позволило обеспечить требуемую надежность двигателя и уменьшить затраты на стадии освоения двигателя.

Разработаны и внедрены в эксплуатацию технологии ремонта узлов ГТД, обеспечивших, в частности, разборку и ремонт турбин, позволившие снизить количество досрочно снятых с эксплуатации двигателей.

Результаты выполненных исследований и разработок внедрены или использованы на этапах освоения и серийного сопровождения производства двигателей НК-8-2У и НК-86, включая работы, защищенные авторскими свидетельствами №996249, 975236, 984291, 360470, 460776, 339211, 419146, 531388, 324896, 412393,539155, 1202379, 1306222.

Глава 6 освещает проблемы эффективного использования авиационных ГТД при их наземном применении. Авиационная «наследственность» ГТД при его наземном применении наряду с реализацией функциональных свойств и поиском новых концепций применения требует дополнительных мер по обеспечению надежности и эффективности. Создание авиационной промышленностью приводных авиационных ГТД для газоперекачивающих агрегатов (ГПА) с эффективным к.п.д. от 34...36% до 38% (двигатели АЛ-31СТ, ПС-90-Г2, НК-38СТ) путем повышения к.п.д. узлов и к.п.д. тешто-

вого цикла за счет увеличения температуры газов перед турбиной имеет свой предел для современного уровня технологии. В этой связи в ходе освоения двигателя НК-38СТ на серийном заводе в него заложены мероприятия, в первую очередь, по лопаткам турбины и компрессора, приведенные в разделе 4.

В этом плане реконструкция ГПА под установку новых двигателей наряду с требованиями обеспечения надежности самого ГТД ставит задачу разработки мероприятий по надежности ГПА.

На рис.6.1 приведена конструктивная схема реконструкции агрегата ГПА-Ц16 под установку двигателя НК-38СТ, где снабженное эжектором выхлопное устройство 7 обеспечивает снижение температуры выхлопных газов на 100...150°С и тем самым снижает тепловые нагрузки на элементах выходного устройства 10.

Повышение эффективного к.п.д. газотурбинного привода повышением к.п.д. его элементов уже практически исчерпано и может быть реализовано в результате увеличения мощности свободной турбины /Уг. Это повышение при фиксированных значениях расхода и температуры газа Тг может быть достигнуто снижением давления газа на выходе из турбины (повышением степени расширения газа в турбине):

Рис.6.1. Схема реконструкции ГГ1А-Ц16: ! - воздухоочистительное устройство; 2 - глушители всасывания; 3 — отсек входного устройства; 4 - лемниската с йО?лу.\оеоло\1; 5 - теплообменник топливного газа: 6 - ресивер: " - выхлопное устройство с эжектором; .4 - трубопровод высокого давления; 9 -трубопровод низкого давления; 10 - выходное устройство с глушителями: 11 - отбор воздуха из КВД в ресивер; 12 -отбор воздуха для охтаждения опор турбины генератора; 13 - блок баллонов воздуха; !4 - универсальная передвижная компрессорная станция; 15-редуктор

к к-1

КГ,

1

1т<

где /Т* - степень расширения газа в турбине; //г - адиабатный к.п.д. турбины.

Уменьшение давления газа на выходе из турбины можно осуществить в результате использования камеры разрежения с затурбинным диффузором.

Снижение гидравлических потерь может быть достигнуто в результате профилирования образующей ниши по линиям тока потенциального вихря. Профиль такой ниши может быть получен из расчета течения, формирующе-

гося при срывном обтекании острого угла потоком идеальной несжимаемой жидкости, как это сделано в работах Ф. Ринглеба.

Перепуск газа в диффузор камеры разрежения позволяет в определенном диапазоне изменения противодавления регулировать давление на срезе сопла. Перепуск газа в атмосферу вызывает уменьшение давления на входе в диффузор (рис.6.2), увеличение же расхода газа через диффузор приводит к повышению давления на входе (рис.6.3). При этом изменение давления во входном сечении диффузора пропорционально расходу подводимого в диффузор газа.

На рис.6.4 приведена компоновочная схема узла свободной турбины привода Н1С-16СТ с профилированной нишей в загурбинном диффузоре. Применение диффузора с профилированной нишей может повысить эффективный к.п.д. привода НК-16СТ на 1.7...2%.

На рис.6.5 приведена фотография газоперекачивающего агрегата ГПА-16 «Волга» с двигателем НК-38СГ.

Эффективный к.п.д. газотурбинных приводов, использующих простые термодинамические циклы, не превышает, как правило, 35. ..40%. Использование парогазовых циклов позволяет повысить этот показатель до 45...55%. Дальнейшее повышение к.п.д. энергетических установок, создаваемых на базе авиационных ГТД, связано с утилизацией низкопотенциальной энергии выхлопных газов и использованием его либо в низкотемпературном паротурбинном цикле, либо в системах отопления.

Известно, что наибольший к.п.д. процесса утилизации низкопотенциальных тепловых потоков обеспечивается в теплообменных аппаратах контактного типа.

1 X

N ч

Ч

о.1 '>.: Iи (у

Рис.6.2. Влияние перепуска газа в атмосферу на величину относительного давления

р

л

Г г

Рис.6.3. Влияние перепуска газа из атмосферы на величину относительного давления

Рис.6.4. Компоновочная схема узла свободной турбины силового привода НК- 16СТ

Многополочные пенные теплообменники позволяют утилизировать не

менее 90% теплоты газового потока. Но их эффективность а системах теплоснабжения при высоких значениях температуры воды на входе существенно снижается. Она может быть повышена охлаждением поступающей на вход пенного аппарата воды за счет использования тепловых насосов.

При этом эффективность применения теплового насоса возрастает в условиях невысоких градиентов температур, что видно из выражения для минимальной работы, затрачиваемой в обратном

Рис.6.5. Общий видГПА-16 «Волга»

цикле Карно в предположении, что процессы в тепловом насосе протекают при постоянной энтропии:

Т -Т

^ц лип гг< 1

где т„ - минимальная работа цикла;

AQ„m — количество теплоты, отводимое в цикле;

Т., Г, - температуры нагреваемой и охлаждаемой среды.

Предложена концепция применения встроенных тепловых насосов, использующих в качестве рабочего тела газовый поток, работающий в цикле газотурбинной установки, схема которой приведена на рис.6.6. В этой схеме низкопотенциальная энергия выхлопных газов утилизируется ленным теплообменником 9, ра-

А

1«

1»11» г

л

6

-Ьг^

Рис.6.б. Схема газотурбинной энергетической установки, использующей цикл с промежуточным охлаждением рабочего тела в процессе сжатия 12 - устройства воздухоочистки и шумоглушения; 3 - газоту рбинный газогенератор; 4 - свободная турбина: 5 - электрогенератор; б - газодинамическая система стабилизации давления: 7 - камера дополнительного подогрева газа: 8 - испаритель-смеситель; 9 - пенный теплообменник; 10 - брызгоуловитель: 11,13 - теплообменники теплового насоса; 12 - компрессор низкого давления; 14- турбина-детандер; 15 - водяной насос: 16 - компрессор теплового насоса; 17 - гурбина теплового насоса; 18 - электропривод теплового насоса

ботающим в системе отопления. Часть воздуха из-за компрессора низкого

давления 12 направляется на тешгаобменный аппарат 11, где он нагревает выходящую из пенного теплообменника воду с 90°С до температуры 120°С. Часть воздуха после теплообменника // отбирается на дополнительную турбину 14, обеспечивающую перерасширение рабочего тела. После этого воздух, имеющий пониженную температуру, в теплообменнике 13 охлаждает подаваемую в пенный аппарат воду до температуры 10... 15°С. При этом в газотурбинном агрегате реализуется термодинамический цикл с процессом сжатия с промежуточным охлаждением рабочего тела.

Приведены конструктивные схемы систем очистки ВПП и поверхности самолета от снега и льда газоструйными машинами, внедренными на авиапредприятиях г.Казани.

Заключение

1. В диссертационной работе представлены результаты многолетних исследований, связанных с проблемами обеспечения надежности и эффективности ГТД, снабженного реверсом тяги, а также конвертированного на его основе ГТД для наземного применения с учетом его авиационной «наследственности», на стадии его серийного освоения и производства на крупном машиностроительном предприятии. Даны научно-обоснованные технические, конструкторские и технологические решения по эффективному применению РУ на земле и в полете, обеспечению надежности и совершенствованию ГПА и ТЭС.

Использование выполненных разработок на двигателях НК-8-2У (самолет Ту-154Б) и НК-86 (самолет Ил-86), широко и длительное время эксплуатирующихся в России и странах СНГ, поставило их в ряд наиболее надежных и высокоресурсных авиационных двигателей.

Конверсионный двигатель НК-38СТ (на базе авиационного двигателя НК-93) с новой отработанной технологией изготовления лопаток компрессора в составе современного газоперекачивающего агрегата ГПА-16 «Волга» наряду с другими усовершенствованиями в агрегате обеспечил ему место в программах РАО «Газпром» по реконструкции и строительству новых газоперекачивающих компрессорных станций.

2. Исследованы основные закономерности пространственной ориентации реверсивных струй при их взаимодействии со встречным потоком и ВПП и условия их попадания в воздухозаборник ГТД. Разработана инженерная методика определения границ попадания газа по гидродинамическому параметру qv и методика оценки эффективности работы РУ с учетом обеспечения минимальной длины пробега самолета.

Разработаны, исследованы и внедрены мероприятия на двигателях НК-8-2У (Ту-154Б) и НК-86 (Ил-86), обеспечившие их устойчивую работу при посадке. Некоторые рекомендации использованы для самолетов 'Гу-204 и Ту-214.

Разработан ^.-регулятор для программного снижения расхода топлива по закону =: const. Исследованы динамические свойства системы регулирования двигателя с включением ^-регулятора в контур изодромного регулятора частоты вращения ротора ГТД.

3. Исследованы некоторые особенности внутренней аэродинамики ГТД при включении РУ. Определено, что закрутка потока за турбиной ГТД вызывает нарушение его устойчивой работы. По аналогии с течением потока в криволинейных каналах поворот потока а реальной схеме реверсирования вызывает вторичные течения и парные вихри на входе в решетки РУ и возникновение отрывных зон, а закрутка потока за турбиной инициирует усиление вторичных течений и образование парных вихрей, которые приводят к запиранию решеток РУ и возникновению неустойчивой работы ГТД.

Разработаны способы устранения неустойчивой работы ГТД при включении РУ, предусматривающие увеличение местной диффузорности каната посредством сокращения длины стекателя турбины, а также снижены интенсивность вторичных течений путем установки на поворотных створках продольных стенок попарно ¡та каждой створке.

4. Обоснован выбор типа привода створок РУ. Исследованы статические и динамические характеристики привода с пневмомотором типа Руте. Разработана математическая модель пневмомотора типа Руте. Разработаны и исследованы системы торможения привода. Наиболее эффективно торможение противовключением. Схема управления с обратной связью обеспечивает торможение привода в расчетной точке с удовлетворительным качеством регулирования.

5. Исследованы новые возможности применения РУ в полете. Для улучшения эксплуатационных качеств двигателя и самолета определены области применения РУ в полете самолета для решения следующих задач:

- торможении самолета для аварийного снижения;

- оптимизации полетного малого газа;

- прекращения авторотации выключенного в полете двигателя;

- отработки элементов пилотирования при посадке космического корабля многоразового пользования.

Исследованы варианты увеличения путевой устойчивости самолета при включении РУ в полете, разработаны устройства, устраняющие затеняющее влияние реверсивных струй на эффективную работу хвостового оперения самолета.

6. В результате проведенных исследований и анализа опыта эксплуатации ГТД, снабженных РУ, на разных типах самолетов установлено, что при достаточно удачно изначально выбранной конструкции РУ, неизбежно возникает комплекс доводочных работ, которые необходимо планировать на ранних стадиях доводки РУ в схеме «РУ - ГТД - самолет».

Достигнутый уровень коэффициента Кщоп двигателей НК-8-2У и НК-86 свидетельствуют о высоком уровне надежности РУ в составе этих двигателей.

7. Анализ факторов, влияющих на безотказность и долговечность работы ГТД, переданного разработчиком в серийное производство, показал, что определяющими направлениями, требующими повышенного внимания и дополнительных исследований, являются:

- совершенствование технологии изготовления сложнопрофильных лопаток компрессора;

- совершенствование технологии литья лопаток турбины с монокристаллической структурой;

- совершенствование диагностики лопаток турбины на перегрев;

- создание новых точных и высокопроизводительных средств измерения;

- создание технологии ремонта двигателя в условиях эксплуатации.

Применительно к серийным двигателям НК-8-2У, НК-86 и вновь осваиваемых двигателей НК-38СТ и АИ-22 на предприятии ОАО КМПО внедрены:

- технологический комплекс производства сложнопрофильных лопаток компрессора с виброимпульсной электрохимической обработкой (ВИЭХО), параллельно создана высокоточная лазерная измерительная система «ОПТЕ Л»;

- процесс литья рабочих лопаток турбины с монокристаллической структурой из сплава ЖСЗО-ВИ;

- обоснована возможность диагностики лопаток турбины на перегрев с помощью голографических интерферограмм;

- технологии ремонта ГТД в условиях эксплуатации, обеспечивающие разборку турбины, а также возможность доработок деталей в труднодоступных местах конструкции.

8. Изучены некоторые проблемы адаптации привода на базе авиационного ГТД для привода нагнетателя в составе ГПА и даны технические решения, в частности, снижение к.п.д. установки из-за гидравлического сопротивления систем утилизации выхлопных газов может быть компенсировано установкой в затурбинном диффузоре профилированной камеры разрежения с перепуском газа, а повышение тепловых нагрузок в системе выхлопа газа при применении современных высокотемпературных приводных ГТД может быть устранено встроенной эжекторной системой прокачки охлаждающего воздуха.

9. Предложена и обоснована концепция создания на базе авиационных ГТД стационарных автономных установок для тепло- и электроснабжения отдельных потребителей, позволяющая утилизировать низкопотенциачьную энергию выхлопных газов для отопления близкорасположенных объектов, а отопление бытовых и жилых помещений, теплоснабжение которых посредством горячей воды связано со значительными тепловыми потерями, осуществлять с помощью тепловых насосов.

Список основных публикаций по теме работы.

1. Хабибуллин М.Г. Анализ системы управления реверсом тяги двигателя НК-8-2 по обеспечению безопасности полета при отказах. - Казань, п/я Р-6838, технический отчет ЖЗ-954-Т, 1972.

2. Хабибуллин М.Г., Нестеров Е.Д. Защита ГРД от помпажа при включении реверсивного устройства// Авиационная промышленность, №6, 1979, с.19-20.

3. Хабибуллин М.Г., Нестеров Е.Д., Ахтямов З.В. Некоторые особенности работы ТРД с РУ в условиях посадки самолета // ИВУЗ «Авиационная техника», №1, 1980,

4. Хабибуллин М.Г., Ушатиков A.A. Исследование вопросов торможения пневмопривода подвижного эжектора. - Казань, п/я Р-6838, технический отчет ЖГ00622-81, 1981.

5. Хабибуллин М.Г., Каховский К.В., Мингалеев Ф.М., Арандт Ю.М., Маргулис С.Г., Максимов С.К. Исследование проблемы попадания реверсивных струй на вход в двигатель HKS6 при посадке самолета Ил-86. Опыт создания, доводки и освоения в серийном производстве. Новые технологические процессы и надежность ГТД. - Москва, ЦИАМ, 1981.

6. Хабибуллин М.Г. Исследование и разработка методов и средств обеспечения эффективности реверса тяги ТРД // Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. - Казань, 1982.

7. Хабибуллин М.Г., Высокогорец М.М., Гилязов М.Ш., Костерин В.А. Экспериментальное исследование защиты воздухозаборника ТРД от выхлопных газов//ИВУЗ «Авиационная техника», №3, 1983.

8. Хабибуллин М.Г., Гилязов М.Ш., Высокогорец М.М., Каховский К.В., Головко Н.Ю. Экспериментальное исследование системы струй, натекающих на плоскую преграду в набегающем потоке // V Всесоюзное совещание по турбулентным течениям, Таллинн, 1985.

9. Хабибуллин М.Г., Высокогорец М.М. Влияние компоновки силовой установки на расход вощуха струйной защиты // ИВУЗ «Авиационная техника», Л1-1, 1992.

10. Хабиб>ллин М.Г., Захватов Г.И., Бирина A.M., Хамзин Л.В. Совершенствование функционирования систем машиностроительного предприятия. -j\l.: Авиационная промышленность, №3-4, 1993, с.76.

11. Хабибуллин М.Г., Калимуллина Р.Ф. Опыт литья лопаток с монокристаллической структурой в условиях серийного производства. -М.-. Авиационная промышленность, №7, 1994, с.16-17.

12. Варсегов В.Л., Гагай B.C., Гортышов Ю.Ф.. Королев А.Н., Костерин В.А., Кравцов Я.И., Павлов А.Ф., Попов И.А., Садыков А.Ф., 'Горбин В.М., Хабибуллин М.Г., Хайруллов Д.С. Нетрадиционные технологии тепло- и электроснабжения промышленных предприятий на базе авиационных ГТД /У Тезисы докладов XV Конгресса международной конференции по промышленной энергетике, Лейпциг, 1996. - 9 с.

13. Галиуллин Рав.М., Галиуллин Рит. М., Хабибуллин М.Г., Павлов А.Ф. Компьютерные лазерные оптоэлектронные системы измерения геометрии изделий сложной формы «ОПТЕЛ» // ИВУЗ «Авиационная техника», №1, 1997, с.100-106.

14. Макаева Р.Х., Хабибуллин М.Г., Горюнов Л.В., Каримов А.Х. Исследование вибрационных характеристик деталей и узлов двигателей методом голографической интерферометрии при их диагностике. - Казань, КГТУ, 1998.

15. Алемасов В.Е., Кравцов Я.И., Хабибуллин М.Г., Гортышов Ю.Ф., Костерил В.Д., Варсегов В.Л. Об одном направлении повышения эффективности энергетических систем на базе авиационных газотурбинных двигателей // Известия РАН, Энергетика, №4, 1998, с.92-96.

1 6. Хабибуллин М.Г., Фирсов А.Г. Проблемы технологии изготовления малоразмерных сложнопрофильных лопаток компрессора ГТД нового поколения / ИВ УЗ «Авиационная техника», №4, 1998, с. 113-115.

1 7. Хабибуллин М.Г., Маргулис С.Г., Рогов В.И. Повышение эффективности использования реверса тяги и надежности при посадке самолета с расположением двигателя в хвостовой части // Тезисы докладов 5 международного научно-технического симпозиума «Авиационные технологии XXI века».-Жуковский, 1999, с.47.

18. Костерин В.А., Алемасов В.Е., Кравцов ЯМ., Хабибуллин М.Г., Гортышов 10.Ф., Тарасевич С.Э., Варсегов В.Л. Газотурбинные энергетические установки с утилизацией тепла выхлопных газов / Тезисы докл. III Всероссийской конференции «Региональные проблемы энергосбережения и пути их решения». - Н.Новгород, 1999, с.40-41.

19. Шайхутдинов А.3., Хабибуллин М.Г., Хисамеев И.Г., Проккоев В.В. Некоторые результаты совместной деятельности потребителей и производителей в области создания новых и реконструкции действующих ГПА для предприятий РАО «Газпром» // Труды 5 международного симпозиума «Потребители-производители компрессоров и компрессорного оборудования -1999». - С.Петербург, 1999, с.35-45.

20. Алемасов В.Е., Кравпов Я.И,, Гортышов Ю.Ф., Костерин В.А., Тарасевич С.Э.. Павлов А.Ф., Хабибуллин М.Г., Гагай B.C., Королев А.Н., Рогов В.И. Автономные теплоэнергетические установки на базе авиационных ГТД / Тезисы докл. Всероссийской научной конференции «Тепловые двигатели в XXI веке, Казань, 1999.

21. Хабибуллин М.Г. Новое оборудование для «Газпрома» / Материалы совещания на совете главных инженеров предприятий ОАО Газпром «Проблемы повышения эффективности, надежности и безопасности эксплуатации объектов». - Сочи, 1999, с. 159-160.

22. Хабибуллин М.Г. Проблемы комплексной доводки газотурбинного двигателя с реверсом тяги на стадии серийного освоения и производства / Препринт. Казань, Казан, гос. техн. ун-т, 2000. 30 с.

23. A.c. 430228 СССР, МКИ F02C 7/22. Система топливопитания ГТД / Хабибуллин М.Г., 1974.

24. A.c. 480246 СССР, МКИ В64С 15/0. Реверсор тяги двухконтурного турбореактивного двигателя / Хабибуллин М.Г., 1975.

25. A.c. 436597 СССР, МКИ F02K 1/02, B64d 33/04. Выхлопное устройство воздушно-реактивного двигателя/Хабибуллин М.Г., 1974.

26. A.c. 483015 СССР, МКИ B64d 31/02. Устройство для управления реверсом тяги / Хабибуллин М.Г., 1975.

27. A.c. 53 1388 СССР, МКИ F02C 9/08. Устройство для управления реверсом тяги газотурбинного двигателя / Хабибуллин М.Г., 1976.

28. A.c. 548057 СССР, МКИ F02K 11/00, G01M 15/00. Способ отладки максимальных оборотов ТРДД / Хабибуллин М.Г., 1976.

29. A.c. 460782 СССР, МКИ F02K 3/04. Турбовентиляторный двигатель / Хабибуллин М.Г., Нестеров Е.Д., 1974.

30. A.c. 521771 СССР, МКИ F02K 1/12. Устройство для привода створок реверсора тяги ГТД/Хабибуллин М.Г., Зорин А.Г., 1976.

31. A.c. 548055 СССР, МКИ F02K, B64d 33/04. Устройство для привода створок реверсора тяги турбореактивного двигателя / Хабибуллин М.Г., Ани-симовА.П., 1976.

32. A.c. 584598 СССР, МКИ F02K 1/20. Устройство для управления турбореактивным двигателем / Хабибуллин М.Г., Пягузов В.М., 1977.

33. A.c. 592204 СССР, МКИ F02K 1/26. Система управления выхлопным устройством ТРД / Хабибуллин М.Г., Мухин A.A., 1977.

34. A.c. 483017 СССР, МКИ F02K 1 /20. Устройство для управления реверсом тяги / Хабибуллин М.Г., Гальцев В.Н., 1975.

35. A.c. 619002 СССР, МКИ F02K 1/26. Система управления выхлопным устройством ТРД / Хабибуллин М.Г., Мухин A.A., 1978.

36. A.c. 594801 СССР, МКИ F02K 1/26. Система управления выхлопным устройством турбореактивного двигателя / Мухин A.A., Хабибуллин М.Г., 1977.

37. A.c. 604896 СССР, МКИ Е01Н 5/10. Газоструйная машина для очистки покрытий от снега и льда / Гальцев В.Н., Хабибуллин М.Г., 1978.

38. A.c. 780594 СССР, МКИ F02K 1/15. Система управления выходным устройством турбореактивного двигателя / Хабибуллин М.Г., 1980.

39. A.c. 711800 СССР, МКИ F02K 1/26. Система управления выходного устройства турбореактивного двигателя / Хабибуллин М.Г., 1979.

40. A.c. 719209 СССР, МКИ F02K 11/00. Устройство для управления реверсом тяги ТРД / Хабибуллин М.Г., 1977.

41. A.c. 656412 СССР, МКИ F02K 1/26. Система управления выхлопным устройством ТРД / Хабибуллин М.Г., 1978.

42. A.c. 780594 МКИ F02K. 1/60. Система управления выходным устройством турбореактивного двигателя i Хабибуллин М.Г., 1980.

43. A.c. 928893 СССР, МКИ G01M 15/00. Способ испытания модели реверсивного устройства турбореактивного двигателя / Хабибуллин М.Г., 1982.

44. A.c. 397047 СССР, МКИ F02K 1/12, B64d 33/04. Реверсивное устройство ГТД / Ахметзянов А.Х., Зорин А.Г., Хабибуллин М.Г., 1973.

45. A.c. 428694 СССР, МКИ F02K 1/18. Устройство для реверсирования тяги ТРД / Гальцев В.Н., Нестеров Е.Д., Хабибуллин М.Г., 1974.

46. A.c. 766248 СССР, МКИ G01M 15/00, F02K 3/04. Способ испытания модели реверсивного устройства турбореактивного двигателя / Хабибуллин М.Г., Нестеров Е.Д., Гилязов М.Ш., Ахтямов З.В., 1980.

47. A.c. 984295 СССР, МКИ G01M 15/00. Способ исследования высокотемпературной коррозии лопаток газовой турбины / Хабибуллин М.Г., Си-гачев А.Н., Борисовская А.М., 1982.

48. A.c. 460776 СССР, МКИ F02C 9/04. Регулятор подачи топлива / Зуев В.В., Султанов В.И., Хабибуллин М.Г., 1974.

49. A.c. 501610 СССР, МКИ F02C 9/04. Устройство регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель / Зуев В.В., Султанов В.И., Хаби-буллин М.Г., 1975.

50. A.c. 996249 СССР, МКИ В62В 3/00. Устройство для транспортировки ГТД / Хабибуллин М.Г., Седов Г.В., Павлов А.Ф., 1982.

51. A.c. 975236 СССР, МКИ В23В 45/04. Устройство для обработки труднодоступных мест деталей / Хабибуллин М.Г., Седов Г.В., Кадыров Р.Я., 1982.

52. Патент 1311320 РФ, МКИ F02C 9/50. Способ управления газотурбинным двигателем на послепосадочном пробеге самолета / Хабибуллин М.Г., Шараф А.З., Зорин А.Г., 1983.

53. A.c. I 106211 СССР, МКИ F02K 1/32. Устройство управления реверсором тяги турбореактивного двигателя / Зорин А.Г., Шараф А.З., Хабибуллин М.Г., 1984.

54. A.c. I 195734 СССР, МКИ G01M 15/00, F02K 3/00. Устройство для защиты возду хозаборника от выхлопных газов турбореактивного двигателя летательного аппарата / Высокогорец М.М., Гилязов М.Ш., Костерин В.А., Хабибуллин М.Г., 1985.

55. A.c. 428694 СССР, МКИ F02K 1/18. Устройство для реверсирования тяги ТРД / ГальцевВ.Н., Нестеоов Е.Д., Хабибуллин М.Г., 1974.

56. A.c. 814002 СССР, МКИ F02C 9/26. Регулятор расхода топлива / Нестеров Е.Д.. Симкин Э.Л., Ушатиков A.A., Хабибуллин М.Г., 1980.

57. A.c. 430698 СССР, MKHF02K 1/20. Устройство для управления реверсом тяги ГТД / Хабибуллин М.Г., Зорин А.Г., Сиротин С.А., Абруков В.П., 1974.

58. A.c. 415398 СССР, МКИ F02K 1/12, B64d 33/04. Устройство для реверсирования гяги газотурбинного двигателя / Хабибуллин М.Г., Гальцев В.Н., Зорин А.Г., Мухин A.A., КосткинЮ.И., 1973.

59. A.c. 1306222 СССР, МКИ F02C 7/06. Система суфлирования авиационного газотурбинного двигателя / Хабибуллин М.Г., 1986.

60. A.c. 1200611 СССР, МКИ F02C 7/25. Способ зашиты от пожара двухконтурного турбореактивного двигателя / Хабибуллин М. Г., Перевозкин Г.С.. 1986.

61. A.c. 1202379 СССР, МКИ F02K 3/00. Способ ускоренных испытаний авиационного газотурбинного двигателя / Корноухов A.A., Хабибуллин М.Г., 1986.

62. A.c. 519079 СССР, МКИ F02K 1/18. Система управления выхлопным устройством ТРД / Хабибуллин М.Г., Мухин A.A., Анисимов А.П., Сиротин С.А., Абруков В.П., 1976.

63. Положительное решение о выдаче патента по заявке 99108165, МКИ 6 F04F 5/54. Газоперекачивающий агрегат / Хабибуллин М.Г., Павлов А.Ф., Якимов А.И., Тимонин В.А., 1999.

64. Патент РФ № 2113631, МКИ 6 Р04Р 5/44, РОЮ 25/30. Способ работы диффузора и устройство для осуществления способа / Варсегов В.Л., Хабибуллин М.Г.. Костерин В.А. и др., 1996.

65. Положительное решение о выдаче патента по заявке 98121708/06 (023703), МКИ Р02К 1/32. Устройство для реверсирования тяги ТРД / Хабибуллин М.Г"., Павлов А.Ф., Маргулис С.Г., 1998.