автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Развитие национальной экспериментальной базы двигателестроения и методологии испытаний натурных воздушнореактивных двигателей и газотурбинных установок

и-™

На правах рукописи

«Для служебного пользования»

Экз.№_

Скибин Владимир Алексеевич

РАЗВИТИЕ НАЦИОНАЛЬНОЙ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ БАЗЫ ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ И МЕТОДОЛОГИИ ИСПЫТАНИЯ НАТУРНЫХ ВОЗДУШНОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ГАЗОТУРБИННЫХ УСТАНОВОК

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Диссертация

в виде научного доклада на соискание ученой степени доктора технических наук

1

Москва 2000

Работа выполнена в Государственном Научном центре «Центральный институт авиационного моторостроения им. П. И. Баранова»

Официальные оппоненты:

доктор технических наук,профессор, академик РАН Фролов В.К.

- доктор технических наук, профессор Саркисов A.A.

- доктор технических наук,профессор Карасев Б.Е.

Ведущая организация: «СНТК им. Н. Д. Кузнецова»

Защита состоится « » декабря 2000г. на заседании

диссертационного Совета Д063.56.03. в «МАТИ» - Российского государственного технологического университета им. К.Э.Циолковского по адресу: г. Москва, Берниковская наб., 14, ауд.

С диссертацией в виде научного доклада можно ознакомиться в библиотеке «МАТИ» - Российского государственного технологического университета им. К. Э. Циолковского.

Отзывы в двух экземплярах, заверенные печатью просим направлять по адресу: 121522, г.Москва, Г-522, ул.Оршанская д.З. «МАТИ» ученому секретарю диссертационного Совета Д063.56.03.

Диссертация в виде научного доклада разослана «10» ноября 2000г.

Ученый секретарь диссертационного д.т.н.,профессор

Совет;

*л>

Шевченко И.В.

ПросииТ,

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы

Создание авиационного двигателя является чрезвычайно трудоемкой и наукоемкой задачей, требующей дня своего решения концентрации усилий высококвалифицированных коллективов НИИ и ОКБ и привлечения значительных материальных и финансовых средств. Несмотря на то, что развитие авиационного двигателестроения сопровождается непрерывным совершенствованием научно-методологических основ разработки и проектирования двигателя, окончательная отработка выбранных технических и конструкторских решений и подтверждение заданных показателей двигателя проводится на основе испытаний натурных образцов и узлов создаваемого двигателя. При этом от поколения к поколению объемы и сложность различных видов испытаний неизменно возрастают, что обусловлено с одной стороны ростом параметров, аэродинамических, термических и динамических нагрузок, появлением новых типов двигателей, а с другой - возрастанием требований к их техническим и эксплуатационным характеристикам. Все это требует наращивания энергетических возможностей стендовой базы, разработки и внедрения новых видов испытаний и совершенствования технологий проведения эксперимента.

Наиболее остро вопросы дальнейшего совершенствования экспериментальной базы и методов экспериментальных исследований встали в середине 70-х - начале 80-х годов в связи с разработкой качественно новых типов двигателей: ТРДДФ 4-го поколения для высокоманевренных истребителей, ТРДД с большой степенью двухкошурности для самолетов гражданской авиации, экспериментальных гиперзвуковых

воздушнореактивных двигателей (ГПВРД).'В этих условиях для научно-испытательного комплекса "" ~

нетрадиционных путей решения проблем разработки и доводки двигателей.

Так, в связи с разработкой ТРДЦФ 4-го поколения, отличавшегося от предыдущих аналогов качественно новыми требованиями к диапазону скоростей и режимов полета, приемистости, ресурсу и надежности при малой удельной массе, потребовался кардинальный пересмотр всей структуры экспериментально-стендовой базы и методов испытаний в целях адаптации к новым требованиям и оптимизации затрат на проведение испытаний. Начиная с этого периода и в последующие годы для экспериментальных исследований и доводки двигателей такого типа активно внедряются методы поузловой доводки, испытания на малоцикловую усталость, специальные виды испытаний по оценке газодинамической устойчивости и прочности и другие. Решение нового круга задач потребовало создания высотных стендов, имитирующих реальные полетные условия, в том числе по неоднородности потоков на входе и на переходных режимах, для испытания натурных двигателей, узловых стендов и специальной стендовой базы прочности.

Для экспериментальных исследований и доводки ТРДД с большой степенью двухконтурности необходимо было создание единственного в стране высотного стенда с расходом воздуха до 1000 кг/с. Одной из проблем при этом было разработка надежных средств и методов замера параметров потока, обтекающего внутренний контур двигателя, при малой разности входного и выходного импульсов.

Расширение и углубление фронта работ по ГПВРД обусловило необходимость решения комплекса проблем, связанных с созданием уникальной экспериментальной базы, обеспечивающей модельные и натурные испытания двигателей при М -5-7.

С начала 90-х годов, в связи с сокращением объемов

работ по созданию авиационных двигателей и наращиванием конверсионных разработок, возникла проблема диверсификации экспериментального комплекса в целях обеспечения создания газотурбинных установок и других образцов техники народнохозяйственного назначения.

Решение указанного выше (далеко не полного) круга проблем, решаемых отечественным авиадвигателестроением на различных этапах его развития обеспечивается совершенствованием всего комплекса научно-методических основ, составляющих так называемую методологию разработки двигателя. Одной из главных ее целевых установок является существенное сокращение затрат и сроков разработки двигателя за счет перенесения основного объема исследований и разработок на этапе научно технического задела (НТЗ) и развития математического моделирования и машинного проектирования. Однако создание моделей различного уровня требует для их верификации большого объема экспериментальных работ, так же как и отработка новых технических решений при создании экспериментальных узлов и газогенераторов на этапе научно технического задела (НТЗ).

Таким образом, даже с учетом несомненного прогресса в развитии аналитических методов исследований и проектирования двигателей, доля эксперимента в процессе создания двигателя остается весьма высокой, что в значительной степени определяет уровень затрат при его разработке. Это обстоятельство определяет актуальность непрерывного совершенствования как технических средств испытаний, так и методов проведения эксперимента с целью сокращения затрат и повышения информативности испытаний. Основными направлениями работ при этом являются:

- исследование и оптимизация аэродинамических характеристик испытательных стендов;

- создание устройств, обеспечивающих полную имитацию условий работы двигателей в составе летательного аппарата для широкого диапазона высот и скоростей полета;

- разработка автоматизированных систем, обеспечивающих процесс испытания, сбора и обработки информации в темпе эксперимента;

- создание новых и модернизация действующих испытательных стендов. Особую актуальность вопросы совершенствования и развития экспериментальной базы приобретают в контексте создания перспективных авиационных двигателей и газотурбинных установок с повышенными параметрами цикла, высокими показателями надежности и ресурса, удовлетворяющими требованиям по уровню шума, выбросам вредных веществ и сокращению эксплуатационных расходов. При этом, особенно в настоящее время, в общей программе развития экспериментальной базы весьма важным является требование экономии энергетических ресурсов, поиски путей сокращения объемов испытаний, что в условиях реализации программ перспективных разработок требует решение ряда технических, методических и организационных проблем.

В данной диссертационной работе обобщается большой объём исследований, связанных с совершенствованием испытательного комплекса воздушно-реактивных двигателей. Разработаны теоретические основы методологии испытаний, обобщены результаты исследований аэродинамических характеристик испытательных стендов, схемотехнические решения оборудования для совершенствования испытаний воздушно-реактивных двигателей.

Цель работы совершенствование национальной

экспериментальной базы в соответствии с требованиями к перспективным двигателям и создание высокоэффективной методологии испытаний конкурентоспособных авиационных двигателей новых поколений, обеспечивающей снижение затрат и сроков их создания.

Задачи исследования определялись необходимостью всестороннего и комплексного подхода для достижения поставленной цели.

Из большого числа, рассматриваемых научно-технических проблем, следует выделить следующие:

формирование концепции развития национального научно-испытательного комплекса, ресурсы которого концентрируются на развитии и модернизации приоритетных стендов и приоритетных объектов технического оборудования;

• взаимное проникновение и увязка расчетных и экспериментальных методов исследования, в результате которых, применяя методы математического моделирования, аккумулирующие обобщенную априорную информацию о рабочих процессах двигателя, достигается минимизация объемов и стоимости экспериментов;

совершенствование методологии испытаний, включая: - более полную имитацию условий эксплуатации (по диапазону скоростей и высоты полета, по неоднородности потока перед двигателем, по исследованию переходных режимов);

разработку метода определения основных характеристик ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности;

разработку метода испытаний ГПВРД в набегающем потоке;

разработку метода испытаний и доводки полноразмерных газогенераторов, камер сгорания и ГТУ промышленного назначения;

• реализация стратегии установления и управления ресурсом отечественных ГТД на основе банка данных по конструкционной прочности и поузловой доводки двигателей;

совершенствование технических средств и повышение информативности испытаний, включающее:

исследование и оптимизацию аэродинамических характеристик испытательных стендов;

создание устройств, обеспечивающих полную имитацию условий работы двигателей в составе летательного аппарата

для широкого диапазона высот и скоростей, в том числе гиперзвуковых;

- внедрение современных достижений в методах и средствах измерений и в системах обработки информации в темпе эксперимента;

• создание новых испытательных стендов, их' систем и оборудования для отработки двигателей новых поколений и экспериментальных исследований в обеспечение создания научно-технического задела.

Методы и средства исследования

Представленные результаты исследований базируются на основных положениях проектирования оптимальных технических систем, фундаментальных положениях управления сложными техническими системами, теории подобия.

Выводы работы основаны на использовании большого объема теоретических и экспериментальных исследований, проведенных на испытательных стендах и установках, широко применяемых при создании авиационных двигателей.

Научная новизна работы заключается в изучении и разработке методов и технических средств повышения эффективности исследования ВРД и их элементов, в частности, в:

• обосновании концепции развития исследовательской базы, необходимой для создания перспективных конкурентоспособных ВРД;

• экспериментально- теоретическом обосновании методологии исследования современных двигателей и их элементов, обеспечивающих процессы проектирования, установления ресурса и создание научно-технического задела для совершенствования существующих и разработки перспективных ВРД;

• разработке способов имитации полетных условий двигателя на наземном испытательном оборудовании в заданных диапазонах высот и скоростей полета, вплоть до гиперзвуковых;

• установленных закономерностях аэродинамических

процессов, протекающих в элементах испытательного оборудования, используемых при разработке конструкций наземных имитационных стендов;

• разработанных методах планирования проведения энергоемких испытаний натурных ВРД и их элементов (компрессор, камера сгорания и т.п.) с использованием математических моделей двигателя;

• разработанной системе автоматического управления испытаниями, включающей математические модели стендов, описывающие газодинамические процессы в их элементах, в том числе и на переходных режимах.

Практическая ценность работы заключается: во внедрении и широком использовании результатов исследований на стадии проектирования и доводки опытных воздушно- реактивных двигателей.

Полученные результаты были использованы в ЦИАМ им. П. И. Баранова и ГУЛ НИЦ ЦИАМ при создании отраслевой базы экспериментальных исследований характеристик, рабочих процессов в двигателях, а также прочности двигателей и их элементов.

Созданные методы и оборудование для экспериментальных исследований конструкционной прочности, являются базой при разработке методик оптимального управления ресурсом отечественных ВРД.

Разработанные методы экспериментальных исследований и технические средства были реализованы при создании целого ряда отечественных ВРД ( РД-33, АЛ-31Ф, ПС-90А, НК-32, НК-93, Д-36, Д-436), не уступающих по характеристикам зарубежным двигателям.

Эффект от внедрения результатов работы выразился в улучшении технических характеристик, сокращении затрат и сроков создания двигателей, расширении информационного банка данных, составляющего основу опережающего научно-технического задела, являющегося научной основой для дальнейшего совершенствования отечественного авиационного и стационарного двигателестроения.

Кроме того, результаты работы широко используются в учебном процессе «МАТИ» им. К. Э. Циолковского при подготовке квалифицированных специалистов в области авиационного двигателестроения.

Апробация работы

Основные научные положения и результаты работы неоднократно докладывались и обсуждались на научно-техническом совете генеральных конструкторов авиационных двигателей и самолетов в 1998, 1999г., Москва, Самара, Рыбинск, Санкт-Петербург, Уфа, в научно-исследовательских институтах отрасли ВИАМ, ЦАГИ, НИИД, институт Машиноведения АНРФ, Академия наук РФ, в ведущих университетах России МВТУ, МАИ, МАТИ, МГУ, СГАУ, на международных научно-технических конференциях Париж 1990, Берлин 1994, Харьков 1997, США, Чатануга 1997, Киев 1999, Самара 1999, Центр им. Арнольда, США, 1996, 1998. На отраслевых научно-технических конференциях с 1990 по 1999, более 10 раз, на заседаниях Государственных комиссий по стендовым испытаниям двигателей в 1996, 1997, 1998, 1999г. Основные научные концепции и результаты реализованы в серийно выпускаемых двигателях Д-36, Д-136, Д-18Т, НК-93, ПС-90 и других, в , создании уникальной научно-исследовательской

экспериментальной и испытательной базы в ЦИАМ и ГУП НИЦ ЦИАМ. Результаты научно-технических достижений

демонстрировались на международных и отраслевых выставках. С 1990 по 1999 более 10 раз, в том числе: МАКС-99, Санкт-Петербург 1999, ВВЦ Авиадвигатель 98,99, Париж - Бурже 1996, „1997, 1999, Джубай (Малазия), 1999, ИЛА, Берлине 1996, 1998, международный авиакосмический салон г. Жуковский, 1999. Публикации

Основные научные положения и результаты исследований, конструкторские и технологические решения опубликованы в 42-х научных статьях, двух монографиях, 10-и учебных пособиях, 29-и тезисах докладов, более 100 научно-технических отчетах и защищены 8-ю авторскими свидетельствами на изобретения.

1. ПЕРСПЕКТИВЫ И ПРОБЛЕМЫ РАЗВИТИЯ ИСПЫТАТЕЛЬНОГО КОМПЛЕКСА ВРД

1.1. Факторы, влияющие на развитие экспериментальной базы

Авиационное двигателестроение является одной из динамично развивающихся отраслей промышленности. За пятидесятилетний период его развития в мире создано 5 поколений газотурбинных двигателей (рис. 1). От поколения к поколению возрастают параметры рабочего цикла, усложняется конструкция элементов и узлов двигателя. При этом температура газа перед турбиной возросла от 1200К (второе поколение) до 1850 - 1900К (пятое поколение). Степень повышения давления в компрессоре увеличилась с 8 - 13 во втором поколении до 30 - 40 в пятом поколении. Эффективный коэффициент полезного действия двигателя как тепловой машины (К.П.Д. цикла) повысился с 25 - 30% до 40 - 45%.

Развитие двигателей сопровождалось также увеличением их размерности: величины максимальных значений взлетной тяги двигателей при этом увеличились от 3 - 5 тс до 20 - 25 тс и более, а приведенный расход воздуха через двигатель возрос с 30 - 40 кг/с до 300 кг/с у двигателей военной авиации и до 1000 кг/с у ТРДД большой степени двухконтурности для транспортной авиации.

От поколения к поколению повышаются требования к диапазону скоростей и высот полета, эксплуатационным свойствам двигателя, динамическим характеристикам, устойчивости, ресурсу и надежности при снижении их удельной массы.

Бурное развитие авиационных двигателей требует постоянного совершенствования испытательного комплекса, повышения его энергетических возможностей, проведения модернизации технологических систем, стендов, систем измерений.

Вместе с тем, от поколения к поколению неуклонно возрастают объемы затрат и сроки создания двигателей (рис. 2). Особешго это относится к базовому двигателю, создаваемому той или иной фирмой.

Высокая стоимость опытных узлов и двигателей в делом потребовала искать пути сокращения объемов испытаний, комплексного и экономного подхода к разработке программ испытаний, то есть решать задачу получеййя более обширной информации на меньшем количестве образцов при меньшем объеме испытаний.

Значительные изменения за этот период произошли в методологии создания авиационных двигателей (рис.3). Особенно заветны они стали в период разработки двигателей пятого поколения. Эти изменения тоже связаны в первую очередь с необходимостью сокращения стоимости и сроков создания все более сложных и надежных двигателей нового поколения. Важной составляющей этих изменений является повышение роли создания опережающего научно-технического задела. Из рис.2 вйдно, что из поколения в поколение возрастает объем научно; исследовательских работ, направленных на создание опережающего научно-технического задела. В первых поколениях двигателей этот задел практически создавался при выполнении опытно-конструкторских работ по создаваемому двигателю. При создании двигателей четвертого поколения объем работ по опережающему НТЗ не превышал 15% объема финансирования работ по разработке базового двигателя. Для пятого поколения двигателей этот объем достиг 60%, а для шестого поколения (прогноз) он будет превышать 70% объема финансирования разработки нового двигателя.

■ ' Основные стенды и технологические системы испытательного комплекса были созданы во время разработки второго и третьего поколений ГТД. Этому времени соответствовала и своя методика исследований и доводки двигателей. Изменения в методологии заставляют пересмотреть структуру испытательного комплекса, выделив в приоритетную групп}' относительно дешевые стенды по исследованию (как правило, на моделях или отдельных элементах и узлах) рабочих процессов и новых конструктивных решений.

Современная методология создания двигателей предусматривает также большой объем расчетных работ на

начальных этапах его создания. В последнее десятилетие их объем возрос в несколько раз. При этом используются самые современные математические модели, проводятся многодисциплинарные расчеты. С целью получения достоверных результатов и для сокращения количества итераций при изготовлении элементов и узлов двигателя, удовлетворяющих техническому заданию, проводится верификация расчетных методов, что, как правило, вызывает необходимость организации тонкого физического эксперимента и в свою очередь побуждает совершенствовать экспериментальную базу.

Повышение аэродинамического совершенства и нагруженности отдельных элементов двигателя в каждом следующем поколении ВРД побуждают применять высокопрочные и, как правило, трудно обрабатываемые материалы в сложных по конструкции деталях, разрабатывать новые конструктивно-технологические решения. Их реализация в конструкции двигателя требует чрезвычайно сложной экспериментальной отработки и доводки на специальных установках. Эти обстоятельства обусловили необходимость кардинальной модернизации установки по исследованию конструкционной прочности элементов двигателя (в России с начала 90-х годов прекращен выпуск такого оборудования), что позволяет развивать банк данных по конструкционной прочности. Без этого невозможен переход на эксплуатацию двигателей по техническому состоянию.

Одним из важных видов работ, выполняемых разработчиком двигателя, является установление и увеличение ресурса изделия в целом и ресурса основных элементов двигателя при его эксплуатации по техническому состоянию. Поэтому совершенствование методов и средств ускорения ресурсных испытаний является весьма актуальной задачей, особенно - в условиях рыночной экономики.

Защита окружающей среды, обеспечение требований к экологическим характеристикам двигателей, также требует разработки и совершенствования методов и средств испытаний по определению шума и выбросов вредных веществ. Вместе с тем принимаются специальные меры по охране окружающей среды от вредного воздействия самих испытательных стендов.

Помимо факторов, изложенных выше и обусловленных в основном развитием газотурбинных ВРД, следует отметить также ряд факторов, связанных с обеспечением исследований и разработок по двигателям других типов. В первую очередь это относится к исследованиям по созданию прямоточных гиперзвуковых ВРД с числом Маха полета < 7. Экспериментальная отработка этих двигателей связана с обеспечением имитации уникальных условий, полета, применением в качестве топлива водорода, метана, керосина, эндотермических углеводородов, жидкого кислорода, исследованием горения в сверхзвуковом потоке и других факторов. Все это требует создания и совершенствования специального экспериментального комплекса.

В последнее десятилетие значительно увеличился объем исследований и разработок по созданию на базе авиационных двигателей газотурбинных установок и энергетических агрегатов различного применения. Для их экспериментальной отработки и сертификации требуется также создание специальной стендовой базы и разработка соответствующих методов испытаний.

Завершая раздел и исходя из анализа развития авиационного двигателестроения, других направлений науки и техники, а также из условий рыночной экономики можно выделить следующие факторы, влияющие на развитие испытательного комплекса:

повышение параметров рабочего цикла, усложнение конструкций двигателей;

увеличение расходов воздуха через двигатель; усложнение условий применения (двигатели военной авиации);

возрастание требований к двигателям по обеспечению его безопасности и надежности, в том числе при проведении сертификационных испытаний;

расширение объемов исследований по высокоскоростным ВРД и газотурбинным установкам различного применения высокая стоимость разработки новых двигателей; применение новых конструкционых материалов и

технологических приемов изготовления;

экономия топливных и энергетических ресурсов; развитие международных связей;

развитие методов и средств измерений, компьютерных систем;

работа в новых экономических условиях (конверсия, расширение номенклатуры испытаний).

1.2. Концепция развития испытательного комплекса.

Испытательный комплекс НИЦ ЦИАМ, созданный в середине 50-х годов как национальная экспериментальная база авиационного двигателестроения постоянно развивался в соответствии с изменяющимися требованиями. Особо значительное развитие комплекс приобрел в последние 20 лет, став крупнейшим в Европе и удовлетворяющим всем современным требованиям. Развитие испытательного комплекса проводилось на основании концепции развития отраслевой научно-исследовательской базы, разработанной на основе научно обоснованного прогноза развития авиационного двигателестроения.

В основу концепции положено обеспечение возможности испытаний всех вновь разрабатываемых двигателей с наиболее полной имитацией полетных условий при получении максимальной информации о характеристиках и рабочем процессе в двигателе, уменьшении стоимости и сроков испытаний. Концепция развития испытательного комплекса состоит из следующих положений.

Развитие энергетических возможностей для обеспечения испытаний двухкотурных двигателей большой тяги транспортной авиации и комплексных испытаний двигателя в системе силовой установки и с элементами интеграции с летательным аппаратом. Созданные и модернизированные стенды и оборудование для высотно-компрессорной станции, включающие компрессорную, холодильно-осушительную станцию, турбохолодильные агрегаты, комплекс эксгаустерных установок позволили только за последние 20 лет увеличить

электрическую мощность комплекса на 250 МВт и в два раза увеличить возможности по подаче воздуха на стенд и отсос газов (рис.4,а). Принципиальная технологическая схема газовоздушного контура высотной установки приведена на рис.4,б. За это же время модернизированы основные стенды и проведена замена на новое поколение технологических систем -холодильно-осушительной станции и турбохолодильных агрегатов.

Модернизации предшествовала постановка специальных теоретических и экспериментальных исследований, в том числе на моделях стендового оборудования и стенда в целом. Многочисленные расчетные и экспериментальные исследования, обеспечили как техническое совершенство и достижение заданных рабочих параметров, так и необходимые надежность и ресурс оборудования.

В первую очередь определялась достаточность параметров энергетической базы воздушной установки (ВУ): системы подачи воздуха, отсоса выхлопных газов, охлаждения горячих элементов, подогрева воздуха или его охлаждения, тощщвопитания и др. При необходимости проводилось техническое обоснование направлений и объемов необходимой модернизации энергетических систем. Техническое задание на проектирование стенда являлось исходным документом на проектирование нестандартного оборудования: ТБК (рабочей части стенда), воздухоподогревателей (охладителей), воздухоочистителей (фильтров), смесителей, устройств выравнивания параметров на входе, стендового диффузора, выхлопного газопровода, холодильника газа и др. Одновременно разрабатывались задания на проектирование систем автоматического регулирования рабочих параметров (АСУТП) и автоматизированного сбора и обработки данных испытаний (АИИС).

Характеристики высотно-скоростного стенда рассчитывались исходя из параметров испытуемых ВРД и характеристик энергетических систем высотной установки.

Поскольку стенд является составной частью высотного комплекса, для расчета его характеристик необходимо располагать характеристиками энергетических систем высотной установки: компрессорной станции, подогревателей воздуха, холодильно-осушительной станции и холодильных турбин -диффузора-эжектора.

Наиболее полная имитация полетных условий работы двигателя на испытательном оборудовании, включающая:

разработку и внедрение усовершенствованных методов имитации неоднородности по давлению и температуре воздуха на входе в двигатель в диапазоне эксплуатации современных летательных аппаратов;

создание стенда для испытаний на переходных режимах двигателя и силовой установки с заданной скоростью изменения расхода воздуха, температуры и давления на входе в двигатель;

создание комплекса стендов для исследований перспективных гиперзвуковых двигателей, позволяющий проводить испытания в условиях свободного потока и на присоединенном воздухопроводе с числом Маха полета до 7, полной температурой воздуха до 2000К при использовании в качестве топлива водорода, метана, эндотермических углеводородов.

Интеграция расчета и эксперимента путем сопровождения эксперимента расчетами с использованием верифицированных многопараметрических математических моделей процессов, протекающих в двигателе. При этом существенно изменены роль и место эксперимента в технологии разработки двигателя. Эксперимент используется как средство верификации моделей и подтверждение надежности двигателя в экстремальных условиях эксплуатации. Интеграция расчета и эксперимента позволяет значительно повысить достоверность проводимых исследований и сократить объемы экспериментальных работ.

Энергосберегающие_принципы_формирования

экспериментальной базы и технологий испытаний, заключающиеся в оптимизации аэродинамических характеристик

основных элементов воздушно-компрессорной станции и испытательных стендов; в увеличении объемов исследований узлов, газогенератора и элементов двигателя; в совершенствовании методики испытаний с целью повышения достоверности результатов испытаний, сокращение сроков и объемов испытаний (методов планирования эксперимента с учетом ограничений по параметрам двигателя и высотно-номенклатурной станции, определения дроссельных характеристик двигателя с малоградиентным изменением параметров при испытаниях и др.).

Создание нового поколения автоматического управления испытаниями, использующего математические модели стендов, их элементов и технологических систем, обеспечивающего снижение времени и стоимости испытаний, а также возможности испытаний на переходных режимах двигателя и по траектории разгона набора высот.

Повышение_информативности_испытаний,

достоверности и точности измерений. Внедрение в практику исследований современных методов и средств измерений, включающих, анализ быстропеременных процессов,

визуализацию рабочих процессов, контроль технологического состояния систем, оценку напряженно-деформированного состояния исследуемых объектов, голографическую интерферометрию, систему тепловизоров и др.;, обеспечивающих широкий диапазон натурных испытаний двигателей и их узлов.

Глубокие исследования рабочих процессов и конструкционной прочности узлов и деталей двигателя, необходимые для :-совершенствования методов установления ресурса; - перехода на эксплуатацию двигателя по техническому состоянию ; -формирования необходимого научного задела при разработке двигателей новых поколений, путем модернизации отраслевого комплекса прочности, разработки модельных стендов и установок.

Реализация, разработанной на основе научного

прогнозирования, концепции развития национальной экспериментальной базы двигателестроения, позволила успешно провести испытания современных отечественных двигателей 4-го поколения для боевой и гражданской авиации и обеспечила готовность базы к испытаниям двигателей 5-го поколения и выполнению поисковых экспериментальных исследований по созданию научно-технического задела для двигателей следующего поколения и возможности испытаний и доводки наземных энергетических установок.

2. МЕТОДОЛОГИЯ ИСПЫТАНИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

2.1. Разработка типовых и специальных методик испытаний.

Испытания газотурбинных двигателей на стендах ЦИАМ с воспроизведением полетных и климатических условий является составной частью работ, проводимых в процессе создания и совершенствования двигателей.

Выпущенное в 1996 г. "Руководство по испытаниям авиационных двигателей на высотных и климатических стендах ЦИАМ" содержит 25 методик.

Все методики можно разделить на несколько групп. Это прежде всего методики, предназначенные для определения основных характеристик двигателя в условиях однородного потока на входе с учетом влияния влажности, в том числе при неустановившемся тепловом состоянии двигателя.

Другая группа методик относится к проверке прочностных свойств двигателя. Методики, касающиеся проведения вибрографирования двигателя, определения резонансных напряжений в деталях двигателя, термометрирования деталей, определения осевых нагрузок, совмещаются с испытаниями по определению характеристик двигателя. Методики проверки двигателя на автоколебания и подтверждения работоспособности двигателя при повышенной температуре газа перед турбиной требуют отдельных испытаний, поскольку они проводятся с запасом по давлению и температуре воздуха на входе и температуре газа перед турбиной.

Часть методик относится к определению эксплуатационных свойств двигателя. Это методики определения пусковых свойств двигателя, запуска форсажной камеры, режимов приемистости в полетных условиях. Сюда примыкают испытания на режимах авторотации и малого газа:

Особое место занимает методика отработки части ресурсных испытаний на высотных и климатических стендах; Эта методика охватывает практически все виды установившихся и переходных режимов работы двигателя. Такие испытания дают наибольшую информацию о характеристиках и свойствах двигателя.

Выполнение методик оценки работоспособности двигателя в условиях дождя и обледенения, по оценке влияния тепловых возмущений и неоднородности потока на характеристики двигателя и его газодинамическую устойчивость требует сложного стендового оборудования и по этому признаку выделяются в особый вид испытаний.

Приведенный перечень показывает целесообразность объединения методик испытаний двигателей по их ! функциональным признакам. Это позволяет получить не только больший объем информации по исследуемой проблеме, но сократить объем и, следовательно, стоимость испытаний.

Другим важным аспектом, который нужно иметь в виду, является диапазон изменения условий испытаний и • регулируемых параметров двигателя при различных видах испытаний. Так, методика контроля автоколебаний лопаток осевых компрессоров требует более широких диапазонов изменения полного давления и температуры торможения воздуха на входе, чем при испытаниях по определению высотно-скоростных характеристик. Кроме того, эта методика требует изменения положения рабочей точки на характеристике компрессора по сравнению, например, с методикой определения высотно-скоростных характеристик. Методика оценки

устойчивости работы форсажной камеры требует более широкого диапазона изменения скорости на входе в форсажную камеру. Эти моменты с успехом используются для определения

тяговых и расходных характеристик двигателя в более широком диапазоне полетных условий и изменения настойки двигателя.

Вплоть до 90-х годов испытания каждого вида проводились раздельно, за небольшим исключением, что приводило к увеличению объема всех испытаний. Например, в методике по оценке приемистости указаны области и границы приемистости в координатах Н-М.

Рекомендуется определять фактические границы приемистости исходя из времени приемистости Ьф и заброса температуры газа за турбиной Т*т, т.е. определять границы при изменении Мп при наборе различных значений высоты Н и также различных значений Тн, исходя из времени приемистости.

Проведение испытаний по такому плану относится к сертификационным испытаниям, когда нужно продемонстрировать работоспособность двигателя в заданных полетных условиях. Что касается исследовательских испытаний, то упомянутый план при различном наборе высот Н и чисел М и других факторов (тепловое состояние двигателя, загрузка двигательных и самолетных агрегатов, программа подачи топлива, регулирование элементов двигателя) приведет к огромному количеству испытаний. Практически в таких случаях неизбежно ограничение области исследований. Всё сказанное относится к другим методикам испытаний.

Рост стоимости испытаний и опытных экземпляров двигателей, а также стремление повысить информативность испытаний заставляют искать пути совершенствования методик проведения испытаний. В настоящее время такое совершенствование проводится в следующих направлениях.

Применение комплексного планирования испытаний, которое предполагает решать отдельные задачи не последовательно, а в максимальной степени совмещать отдельные виды испытаний в комплексы испытаний. При этом «заглавным» нужно считать испытания, в которых требуется наиболее широкий диапазон полетных условий и регулировок двигателя.

Обоснование выбора независимых факторов, влияющих на характеристики двигателя. Как правило, диапазон полетных условий задается в координатах высота Н - число М полета.

Иногда, сюда добавляется и инверсия окружающей температуры ДТн на заданной высоте. Такой, естественный на первый взгляд, выбор в качестве факторов, характеризующих условия работы двигателя, высоты Н и числа М полета при внимательном рассмотрении содержит принципиальный недостаток: в симметричном расположении точек относительно Н и М оказываются коррелированными значения полного давления Р*вх и температуры Т*вх на входе в

двигатель, непосредственно влияющие на параметры, входящие в критерии подобия. Поэтому в результатах эксперимента неизбежно смешение эффектов, связанных с влиянием этих величин. Как показала практика, применение принципов планирования эксперимента (ПЭ) позволяет получить больший объем информации при сокращении затрат и, что не менее важно, определить независимое влияние определяющих факторов на параметры двигателя.

Эффективность испытаний может быть заметно повышена при использовании математической модели (ММ) двигателя. С помощью ММ до начала испытаний можно определить критические режимы работы двигателя, на которые следует обратить внимание при испытаниях. Модель должна совершенствоваться по мере накопления экспериментальных данных при испытаниях изолированных узлов. Например, можно предложить такую схему для цикла оценки пусковых характеристик двигателя в высотно-скоростных условиях.

• Предварительные расчетные исследования характеристик запуска

• Отработка системы запуска в наземных условиях.

• Испытания камеры сгорания по определению пусковых характеристик в высотных условиях.

• Испытания компрессора, вентилятора, турбины в высотных условиях.

• Испытания газогенератора на высотном стенде.

• Испытания двигателя на высотном стенде.

По результатам каждого из перечисленных видов испытаний

производится уточнение ММ.

Очевидным способом повышения качества испытаний является уменьшение погрешностей измеряемых параметров двигателя. Если достигнуты определенные успехи в совершенствовании измерительной базы в направлении повышения точности измерений, то уменьшению методических погрешностей, которые квалифицируются как дополнительные, не всегда уделяется достаточное внимание, в то же время эти дополнительные погрешности могут превышать основные инструментальные погрешности.

2.2. Особенности испытанна современных двигателей гражданской авиации.

Современные двигатели для гражданской авиации (ГА) проектируются на высокие параметры газогенератора,

Тг*= 1450+1650 К, 7Ск*х= 20+40. Предполагается ,что к 2005 г. эти

параметры еще более возрастут, 7Ск2 до 50 и Тг* до 1800 К. При этом рост тяги достигается за счет увеличения расхода воздуха, например, при сверхвысокой степени двухконтурности до т=15.

Следует выделить следующие главные особенности двигателей ГА, которые необходимо учитывать при

организации их испытаний:

в высокие расходы воздуха при ограниченных возможностях высотнокомпрессорных станций (ВКС);

• зависимость параметров двигателя от условий внешнего обтекания гондолы;

• различные положения рабочих точек на характеристиках элементов в земных и полетных условиях - высокие приведенные частоты вращения вентилятора, соответствующие полетным условиям, при испытаниях на наземном стенде не воспроизводятся, что вызывает необходимость проведения комплексных исследований узлов и двигателя на наземных стендах и летных испытаний в сочетании с математическим моделированием.

План определения характеристик современного двигателя большой тяги со сверхвысокой степенью двухконтурности при

существующих возможностях ВКС должен включать следующие этапы:

-предварительное математическое моделирование характеристик

двигателя с целью определения условий и режимов работы

отдельных узлов и разработка на этом основании программ

испытаний;

-испытание узлов;

-испытание газогенератора;

-испытание модели винтовентилятора;

-испытание модели мотогондолы;

-испытание двигателя на наземном стенде;

-летные испытания двигателя.

Целью испытаний узлов должна быть идентификация математических моделей узлов и возвращение их в математическую модель двигателя. Окончательная идентификация математической модели двигателя с учетом внешнего обтекания производится по результатам летных испытаний.

Для проведения испытаний таких двигателей необходимо решить ряд сложных задач по модернизации стендового оборудования, измерительных систем и методики определения высотно-скоростных характеристик таких двигателей.

• Большие расходы воздуха, в том числе на режиме крейсерского полета, Н=11 км, М=0,75-0,8, требуют реконструкции высотно-компрессорной станции НИЦ ЦИАМ, главным образом по увеличению подачи на стевд "холодного", осушенного воздуха, модернизации высотного стенда для обеспечения равномерного потока воздуха на входе в двигатель.

• Низкие значения удельной тяги двигателя требуют повышения точности измерения на высотном стенде расхода воздуха и силы тяги.

• Высокие уровни давления на выходе из компрессора и низкие значения степеней повышения давления винтовентилятора определяют необходимость повышения точности измерения давления и температуры на выходе из винтовентилятора и компрессора.

• Влияние внешнего обтекания на расходные характеристики сопел двигателя требует уточнения методики определения тяговых характеристик двигателя с раздельными соплами.

Особенностью турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДЦ) с раздельными соплами является зависимость режима работы, главным образом, сопла наружного контура от режима обтекания мотогондолы внешним потоком. Поскольку, при испытаниях двигателя на высотном • стенде этот внешний поток не воспроизводится, то в практике определения характеристик двигателей Д-36 и Д-436 использовалось понятие идеальной тяги.

К у.ид = б „2 V С2.ид + в Г1 V С1.ВД - О в V п,

т.е. двигатель как бы снабжается идеальными соплами, в которых оба потока полностью расширяются изоэгаропически до давления окружающей среды р „.

Оценка тяговых характеристик в этом случае не требует измерения тяги, она вычисляется по измерениям параметров потоков в соплах наружного и внутреннего контуров. Ясно, что такая схема определения тяги не соответствует реальной и, что важнее, не стимулирует поиска оптимальных компоновок гондолы двигателя. В связи с этим по предложению ОКБ им. Туполева в ТУ на испытания двигателя Д-436Т было записано определение тяги « установленного двигателя»..

Важное значение имеет вопрос об адекватности условий испытаний ТРДЦ на высотном стенде полетным реясимам. Как указывалось, вследствие докритических режимов истечения из сопел ТРДЦ с раздельными контурами их характеристики зависят от условий внешнего обтекания. Систематического исследования такого влияния при лет{п.гх испытаниях натурных двигателей не имеется. Рассмотрим данные работы по двигателю Д-36, проведенной в ЛИИ. Установлено, что положение линии рабочих режимов на характеристике вентилятора в летных испытаниях в натурных условиях и при испытаниях на высотном стенде Ц-1А без внешнего обтекания различно. Так, при п впр=5560 об/мин на стендовых испытаниях приведенный расход воздуха по сравнению с летными испытаниями был на 5,5% выше, а степень повышения давления ниже на 2,1%, то есть отношение

80впр/871в=5,5/2,1=2,6. Перемещение рабочей точки по напорной ветви вверх (уменьшение Ов.пр и рост тг*в) в летных испытаниях, вероятнее всего, объясняется влиянием внешнего потока на расходную характеристику сопла наружного контура. Коэффициент расхода |Л а при этом должен уменьшаться.

Действительно, распределение давления на капоте двигателя Д-36, полученное в ЛИИ, показывает превышение давления над атмосферным в районе среза сопла, что вызывает изменение коэффициента расхода сопла.

Рассмотренные данные показывают, что параметры двигателя (тяга, Ся), определенные на высотном стенде, в полетных условиях будут претерпевать большие изменения под влиянием внешнего обтекания. В этом плане испытания двигателей подобного типа на высотных стендах должны рассматриваться как сертификационные, т.е. двигатель должен соответствовать заявленным данным в полетных условиях без влияния наружного обтекайия. Переносить эти данные в полетные условия нужно с обязательным введением поправок.

Как известно, в связи с низкой удельной тягой ТРДД его тяга начинает заметно снижаться уже по мере разбега самолета. Для изучения Характеристик ТРДД в условиях взлета в НИЦ ЦИАМ создан модельный стенд, рис. 5.

Целью таких испытаний является определение влияния внешнего обтекания в полетных условиях на:

-распределение давления на обечайке гондолы и обтекателе внутреннего контура;

-расходные характеристики сопел наружного и "внутреннего контуров.

' В этих испытаниях может исследоваться также

зависимость течения от угла атаки и близости земли при взлете.

В модели имитируется воздухозаборник и параметры в нем, а также реактивные струи наружного и внутреннего контуров с обтекателем.

Модель включает воздухозаборник с решеткой звуковых эжектирующих сопел, обечайку гондолы, обтекатель внутреннего контура, сопла наружного и внутреннего контуров, пилон, а

также каналы подвода сжатого воздуха и отсоса воздуха из воздухозаборника.

Давлением в эжектирующих соплах регулируется давление в соплах двигателя, а отсос воздуха регулирует отношение расходов воздуха в воздухозаборнике и в соплах.

Так как температуры в соплах не моделируются, то расход через них больше, чем через воздухозаборник, а для получения заданного давления в соплах необходимо регулировать соотношение активного и пассивного потоков в камерах смешения перед соплами. Для обеспечения необходимого баланса расходов через воздухозаборник и сопла необходимо отсасывать воздух из воздухозаборника.

В данном конкретном случае ставилась задача только оценки распределения давлений на внешних поверхностях гондолы и обтекателе. В частности, было установлено, что давление на обтекателе внутреннего контура в окрестности среза сопла наружного контура заметно больше атмосферного, и, наоборот, давление вблизи наружной кромки сопла - ниже атмосферного.

Реализация потенциальной экономичности ТРДД сверхвысокой степени двухконтурности существенно зависит от успехов в решении проблемы создания высокоэффективного биротативного закапотированного винтовентилятора (ВВ), который без фундаментальных экспериментальных аэродинамических исследований разработать и довести невозможно.

Необходимой мощностью для испытаний крупномасштабной модели ВВ располагает компрессорный стенд Ц-3 НИЦ ЦИАМ с двухвальным приводом и возможностью противоположного вращения валов без ограничения на всех эксплуатационных режимах.

Исследования на основных крейсерских режимах на стенде Ц-3 параллельно с изучением взлетно-посадочных и реверсивных режимов в ЦАГИ образуют необходимую и надежную экспериментальную базу для создания двигателя НК-93 и для разработки других двигателей перспективных схем.

На стенде Ц-3 впервые для прямого измерения затраченной работы разработан измеритель крутящего момента

на двух соосно вращающихся валах. Система измерения крутящего момента включает в себя динамометры кручения по внутреннему и наружному валам, включающие торсионные упругие элементы с тензорезисторными мостами, системой передающей телеметрии, системы приема и преобразования информации и связи ее с ЭВМ.

Некоторые особенности измерения давления воздуха по тракту винговентилятора связаны с низкими степенями повышения полного давления в его рабочих колесах

винговентилятора, не превышающими 71*1=1,12+1,16.

Необходимость измерения КПД низконапорной ступени винговентилятора с точностью не ниже 1% определила повышенные требования к точности измерения давления по тракту. Предварительный расчет показал, что погрешность измерения давления не должна превышать 50 Па (5 мм вод. ст.). Исследования подтвердили, что для получения такой точности измерения давления необходимо использовать

дифференциальный способ с высокоточным фиксированием базового давления и замерами перепада давления датчиками типа ИКД, рассчитанными на малый перепад давлений.

Для измерений базовых давлений используются датчики абсолютного давления типа ДДГ с погрешностью при использовании индивидуальных градуировок не выше 0,04%. Для измерения перепада давления используются датчики ИКД-27ДФ малых перепадов ( 0,06+0,16 кг с/см2) с индивидуальной градуировкой с погрешностью не выше 0,3% . Эти датчики входят в , подсистему "САИД", что позволяет наиболее полно использовать существующую систему автоматизированного сбора информации стенда Ц-3.

При измерениях температуры воздуха по тракту винговентилятора учитывается,что перепады температуры на колесах,, не превышают 12+16°С.

Из условия измерения КПД низконапорной ступени винговентилятора с точностью не ниже 1% были предъявлены повышенные требования к погрешности измерения температуры (не выше ±0,05% ) по тракту винговентилятора.

В качестве измерительного прибора были взяты миниатюрные вольфрамовые термометры сопротивления ЭТВ-М1.

В НИЦ ЦИАМ была введена в эксплуатацию аэродинамическая труба эжекторного типа (стенд Ц-22) для испытаний силовых установок в условиях взлета и посадки, рис.6,7. Труба имеет два аэродинамических сопла арочной формы с площадью выходного сечения 36 м и скоростью до 80 м/с и с площадью выходного сечения 25 м2 и скоростью до 100 м/с. В эжекторе аэродинамической трубы подсасывается атмосферный воздух с расходом до 2500 кг/с. Эжектирующим газом является сжатый воздух с расходом до 500 кг/с и давлением 6,5-105 Па.

С помощью разработанной аэродинамической трубы решались следующие задачи: ' :

-исследование характеристик двигателей (в том числе для самолетов вертикального взлета и посадки) в условиях внешнего обтекания дозвуковым потоком на эксплуатационных углах скольжения и атаки;

-испытания силовых установок в условиях искусственного обледенения.

В настоящее время появляется необходимость в испытаниях крупных двухконтурных двигателей с расходом до 1000-1500 кг/с в условиях как прямого, так и поперечного обдува дозвуковым потоком. Для таких двигателей требуется верхняя подвеска и многокомпонентная система измерения усилия от тяги двигателя.

Кроме того, для имитации косого обдува необходим большой размер выходного сечения аэродинамической трубы. Все это требует реконструкции стенда Ц-22, для чего были проведены модельные исследования имитатора крупного двухконтурного двигателя при обдуве дозвуковым потоком с различной площадью аэродинамического сопла, разработаны конструкции верхней подвески двигателя с многокомпонентной системой измерения усилий.

Исследования показали возможность исследования взлетно-посадочных характеристик двигателя типа НК-93 с площадью аэродинамического сопла (40 - 45) м2 , при котором

условия обдува максимально приближены к условиям взлета и посадки при изменении угла атаки до 10°.

Предложена новая схема аэродинамической трубы -двухконтурная аэродинамическая труба, позволяющая производить испытания двигателей без перемонтажа аэродинамических сопел как с прямым обдувом, так и с боковым обдувом со скоростью до 35 м/с и площадью сопла 80м2 .

2.3. Испытания двигателей на высотных стендах с имитацией реальных полетных условий

В основном испытания двигателей на высотных стендах проводятся по схеме с присоединенным трубопроводом, рис. 8 а, без воспроизведения скорости потока на входе. Величины полного давления и температуры воздуха на входе задаются в зависимости от имитируемых величин высоты полета Н и числа М, Р*вх, Т*вх = f(H, М), давление в термобарокамере поддерживается равным давлению окружающей среды на имитируемой высоте Н, ртвк = рн-

По такой схеме проводились испытания двигателей семейства Р11-Р29 (более 150 двигателей при наработке свыше 3000 часов), Д-30Ф6 (36 двигателей, более 500 часов), РД-33 (80 двигателей, 2000 часов), АЛ-31Ф (22 двигателей, 600 часов), НК-22, НК-25, НК-32 (85 двигателей, около 3000 часов) и др.

До середины 50-х годов испытания ГТД проводились на стендах без учета реальных полетных условий, только отдельные двигатели подвергались специальным летным испытаниям, целью которых являлась проверка надежности работы и соответствия параметров тактико-техническим требованиям в условиях полета. Однако, появление сверхзвуковых маневренных самолетов потребовало быстрого развития методов испытания ГТД на стендах с имитацией полетных условий. Рассматривались два основных типа установок для испытания ГТД, позволяющих воспроизводить полетные условия. Однако, когда приступили к созданию сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) и сверхзвукового транспортного самолета (СТС), было решено

переоборудовать стенд Ц-1А в сверхзвуковую аэродинамическую трубу.

На рис. 8 б представлена схема стенда Ц-1А с установленными на нем сверхзвуковыми соплом и воздухозаборником. На первом этапе исследовались характеристики сверхзвукового воздухозаборника и структура потока на выходе из него, отрабатывалась методика испытаний и доводились автоматизированные системы измерений и управления (А ИИ С и АСУТП). На этом этапе вместо двигателя использовался дроссель-имитатор. Сверхзвуковое сопло, установленное на стенде Ц-1А, позволяло создавать перед воздухозаборником сверхзвуковой поток с числами М от 1,7 до 2,2. В этих испытаниях были получены подробные дроссельные характеристики и границы устойчивой работы воздухозаборника, поля стационарных полных давлений и поля пульсаций полных давлений на входе в двигатель.

На том же рисунке 8в приведен пример полей полных давлений и пульсаций полных давлений, полученных при испытаниях. Помимо газодинамических характеристик, были изучены прочностные характеристики элементов конструкции воздухозаборника. Эти испытания показали, что при помпаже воздухозаборника его задняя регулируемая панель попадает в резонанс. Сильные колебания панели привели к появлению в ней трещин и могли привести к разрушению панели. Вовремя проведенные мероприятия по изменению частоты собственных колебаний панели и усилению ее конструкции позволили избежать возможных неприятностей в летных испытаниях.

На втором этапе вместо дросселя-имитатора на стенде был установлен двигатель. Основное внимание было уделено исследованию его газодинамической устойчивости. Для оценки влияния неоднородного потока на запас устойчивости компрессора был предложен критерий представляющий собой сумму интегрального параметра окружной неравномерности

До7

полного давления 0 и средней по сечению величины пульсации полного давления е. Испытания показали, что критерий на границе устойчивости двигателя независимо от режима работы СУ имеет постоянную величину. Позже, после

многочисленных экспериментальных проверок, критерий

^У-Дс0+е вошел в руководство для оценки запасов устойчивости ГТД, созданное совместно ЦИАМ, ЦАГИ и ЛИИ, и используется до сих пор.

Правильный выбор стендовых режимов работы СУ, имитирующих основные режимы полета, совместное проведение стендовых и летных испытаний позволило значительно сократить срок сдачи самолетов в эксплуатацию. Исследования полномасштабных СУ сверхзвуковых пассажирского и транспортного самолетов на стенде Ц-1А по полноте полученной информации, по масштабу являются единственными в своем роде и уникальными. Их результаты во многом определили направления развития и совершенствования технологии испытаний, внедрения АСУТП и АИИС, повышающих эффективность испытаний.

Однако испытания натурных СУ в сверхзвуковых аэродинамических трубах имеют существенные недостатки. Первый из них - высокая стоимость, связанная с созданием натурной СУ и специальной подготовкой стенда. Второй -ограниченный диапазон режимов полета, которые можно имитировать на стенде. Например, на стенде Ц-1 А можно было имитировать только крейсерский режим полета СПС или близкие к нему режимы (Мп = 1,9+2,1). Если для тяжелых неманевренных самолетов это основной, самый важный режим полета, то для маневренных самолетов испытания СУ с такими ограничениями дают недостаточное количество информации при их высокой стоимости. К тому же проводить их возможно только на поздних стадиях разработки ЛА, когда уже проработан облик СУ, ее конструкция и компоновка на самолете. Основные трудности в обеспечение надежности СУ сверхзвуковых самолетов возникают в экстремальных условиях эксплуатации, которые очень сложно и дорого имитировать в аэродинамических трубах. Определение характеристик двигателя, таких как газодинамическая устойчивость, вибропрочность лопаток компрессора, эффективность основных узлов и др., в этих условиях при летных испытаниях тоже сопряжено с техническими трудностями и

связано с большим риском, увеличением стоимости и сроков доводки самолета. Поэтому особую актуальность приобрели вопросы имитации реальных условий работы ГТД на высотных стендах и, в первую очередь, имитации неоднородного потока воздуха перед двигателем.

Уже в начале 70-х годов у нас и за рубежом предлагаются и исследуются различные типы имитаторов.

Известны имитаторы (генераторы неоднородности потока - ГНП), в которых возмущения давления возникают в результате взаимодействия скачка уплотнения в канале с пограничным слоем. Несмотря на полное подобие структуры потока за таким ГНП и за сверхзвуковым воздухозаборником, работающем на закритическом режиме, ограниченность диапазона изменения параметров потока и невозможность исследования ГТД разной размерности с одним и тем же имитатором, а также сложность конструкции не позволяют широко использовать их в практике доводки двигателей.

Неоднородность потока в струйном ГНП, впервые разработанном для исследования совместимости двигателя ТБ-ЗО с воздухозаборником самолета И-Ш, создается в результате взаимодействия струй воздуха высокого давления, вдуваемых через решетку управляемых сопел, с основным потоком.

В ЦИАМ были проведены модельные исследования струйного имитатора воздухозаборника, которые показали, что в канале создаются значительные (3,5%) потери полного давления на режимах без вдува воздуха через сопла, а для реализации значительной д^ = 0 05 (рис.8д ) неравномерности поля полных давлений требуется вдув до 30% воздуха от основного расхода. Это существенно ограничивает возможности применения струйных ГНП.

Одним из самых простых и широко применяющихся способов создания неоднородного потока перед компрессором ГТД при наземных испытаниях можно считать установку различного вида интерцепторов в цилиндрический стендовый канал. В ЦИАМ исследованиями структуры потока за различными интерцепторами и ее сравнением со структурой потока за сверхзвуковыми воздухозаборниками начали заниматься в конце 60-х годов под руководством

Д. А. Огородникова. Результаты обширных модельных исследований показали, что газодинамическая модель сверхзвукового воздухозаборника в виде цилиндрического канала с поперечным интерцептором достаточно полно имитирует структуру неоднородного потока перед входом в ГТД на большинстве возможных режимов эксплуатации ЛА.

Однако, применение интерцепторов ограничено возникновением неустойчивости течения при возникновении за интерцептором зон со сверхзвуковой скоростью. Несмотря на это, такие интерцепторы получили широкое распространение. В 80-х годах в ЦИАМ были разработаны несколько типов регулируемых пластинчатых ГНП, которые использовались в ОКБ (Уфа, Запорожье, Тушино, Пермь, Самара) для доводки опытных ГТД и для проверки достаточности запасов устойчивости серийных двигателей.

В 1980 году на основании предварительных исследований на модельных и полноразмерных стендах были сформулированы технические условия на универсальный имитатор(УИ) неоднородности для высотного стенда Ц-4Н. Спроектированный и изготовленный универсальный имитатор должен был обеспечить проведение следующих видов работ:

-исследование газодинамической устойчивости при реальной неоднородности потока воздуха перед компрессором в экстремальных условиях эксплуатации, в том числе и на переходных режимах работы двигателя и Л А;

-исследование вибропрочности лопаток компрессора при воздействии возбуждающих колебаний пульсаций потока;

-исследование эффективности двигателя в системе СУ и ее повышения с помощью рациональных методов регулирования;

-исследование работоспособности основных узлов ГТД и, в первую очередь, турбины.

Модернизация самого стенда (расширение диапазона температур на входе в ГТД, обеспечение возможности проведения испытаний на переходных режимах), модернизация автоматизированных систем измерений и управления (АИИС и АСУТП) проводилась под руководством автора, в то время

начальника НИЦ ЦИАМ.

В 1984-1985 г.г. на стенде Ц-4Н с УИ были проведены испытания двигателя Пермского КБ и определено влияние неоднородного потока на ГДУ и ВСХ.

На рис. 8г представлена схема стенда Ц-4Н с универсальным имитатором и двигателем. Стенд включает в себя термобарокамеру, с установленным в ней на динамометрической платформе испытываемым двигателем, и входной ресивер, где с помощью смешения поступающего в него воздуха из источников с различной температурой и давлением создается поток с требуемыми характеристиками для заданной имитируемой высоты и скорости полета.

Для создания неоднородности потока, соответствующей неоднородности на выходе из реального воздухозаборника, в присоединенном к двигателю трубопроводе установлено устройство - генератор неравномерности и пульсаций потока, который представляет собой герметичную кассету с двумя подвижными пластинами (интерцепторами) прямоугольной формы. При этом часть пластины, затеняющая проходное сечение канала, имеет форму сегмента (конструкцией имитатора предусмотрена возможность применения пластин другой формы для расширения диапазона воспроизводимых параметров неоднородного потока по сечению канала перед компрессором). Расстояние от УИ до входа в компрессор может изменяться для двигателей с ск »1000 мм.

Воздух во входной ресивер может подаваться с температурой от -60°С до +600°С и максимальным давлением до 6 кг/ см (588 кПа). Расход подаваемого воздуха в зависимости от режима испытаний может достигать 600 кг/с в наземных условиях и 250 кг/с на высоте 11000 м. Выхлопные газы из сопла двигателя отводятся из барокамеры, где давление поддерживается равным высотному, через стендовый холодильник газов и затем поступают в эксгаустерный контур высотной станции и выбрасываются в атмосферу. Все управление регулирующими органами стенда обеспечивается тремя микропроцессорами, позволяющими создавать требуемые

Р* Т*

параметры на входе в двигатель в' в, неравномерности и

пульсации потока и высотные условия в ТБК по заданной программе.

Стенд оснащен автоматизированной системой сбора, обработки и отображения информации на установившихся, переходных и динамических режимах.

Измерительная секция УИ воздухозаборника состоит из г восьми шеститочечных пилонов, установленных в корпусе, который может поворачиваться на угол и - вокруг продольной оси канала. По трубкам, расположенным внутри пилона, давление подводится к датчикам ДМИ и далее по тридцатиметровым волноводам - к датчикам ИКД-27 для измерения стационарного давления. На рис.9 представлена схема функционирования стенда Ц-4Н, оснащенного УИ воздухозаборника, специализированными автоматическими системами, обеспечивающими в реальном времени проведения эксперимента анализ характеристик неоднородного потока перед двигателем, характеристик исследуемого двигателя, вибронапряжений в лопатках компрессора, вибрации элементов корпусов ГТД. Помимо этого необходимым элементом контрольного и измерительного комплекса при проведении испытаний двигателя являются математические модели, реализуемые с помощью ЭВМ в реальном масштабе времени. Математическая модель течения за интерцептором позволяет для заданной геометрии интерцептора в темпе эксперимента прогнозировать стационарные и нестационарные характеристики

неоднородного потока (неравномерность полного давления , пульсации полного давления Еср, максимальную мгновенную неравномерность и др.). В то же время, для контроля за ходом испытаний, первичной оценки результатов и их сравнения с прогнозируемыми в модели предусмотрен блок, который позволяет рассчитывать характеристики неоднородного потока по экспериментально измеренным стационарным полям полных давлений в темпе эксперимента.

Важное значение при испытании двигателя имеет имитация динамических процессов, происходящих в силовой установке при эволюциях летательного аппарата, переходных

процессах, при срывах, и повторных запусках ГГД. Регулируемые по специально выбранной программе интерцепторы стенда принципиально позволяют имитировать такие динамические процессы. Однако, для эффективного использования этих возможностей имитатора необходимо знать, как на быстрые перемещения интерцептора отреагируют стенд и двигатель и что нужно предпринять для поддержания заданных стендовых параметров и обеспечения безопасности испытаний. Эти задачи выполняет математическая модель силовой установки в системе стенда для моделирования динамических процессов взаимодействия элементов системы «стенд + трубопровод с имитатором неоднородности потока + двигатель». Эта модель может использоваться и для расчетных исследований влияния неоднородного потока на газодинамическую устойчивость и характер протекания процесса потери устойчивости ГТД на стенде.

Возможности имитации неоднородного потока с помощью универсального имитатора оказались ограниченными. Во-первых, потому, что заданным величинам расхода воздуха и площади интерцептора соответствуют строго определенные

Ло~

значения параметров окружной неравномерности и и интенсивности пульсаций полного давления б. Чтобы изменить

соотношение между и г, необходимо изменить расстояние от интерцептора до двигателя. Однако, в процессе испытаний сделать это чрезвычайно сложно, а управлять по специальной программе перемещением интерцептора как поперек, так и вдоль трубы просто невозможно.

Во-вторых, существуют ограничения как по расходу воздуха через двигатель, так и по площади интерцептора. При

F inn-> 0,36 (при L =2,5), возникающая за интерцептором зона обратных токов попадает в двигатель, рис. 8д. Если же

q(A.e) > 1-F imr, в зоне высокого давления над интерцегггором и в сечении входа в двигатель возникает сверхзвуковое течение.

Для увеличения диапазона имитируемых параметров неоднородного потока было предложено использовать два последовательно расположенных ингерцептора, рис. 10а.

Убирая из трубы первый интерцептор, и выдвигая второй, мы тем самым как бы меняем расстояние от него до двигателя и

ЛаГ

изменяем соотношение между параметрами 0 и е. Предварительные исследования показали также, что с установкой перед основным интерцептором второго ингерцептора донное давление за ним увеличивается из-за ослабления срывов потока с его кромки, что приводит к снижению уровня пульсаций давления в следе за интерцептором. Например, если высота переднего ингерцептора достигает половины высоты заднего ингерцептора, то давление за задним интерцептором увеличивается вдвое, при этом пульсации скорости за задним интерцептором снижаются почти вдвое. Таким образом, в случае установки на стенде Ц-4Н дополнительной секции интерцепторов перед основной появляются новые возможности воздействия на поток, позволяющие существенно увеличить диапазон имитации параметров неоднородного потока без остановки стенда и перемонтажа генератора неоднородности. Проведенные на установке УВ-16Н предварительные исследования (рис. 10 б) показали, что при постоянной площади основного ингерцептора и при постоянном расходе воздуха, изменяя площадь

е/Дап

дополнительного ингерцептора, соотношение и можно

менять в широких пределах. Так, при площади основного р — о 1 дб

ингерцептора Ю1Т » и постоянном расходе воздуха, изменение площади дополнительного интерцептора от 0 до 0,3

приводит к изменению соотношения от о,8 до 2,7.

Экспериментальные исследования рабочего процесса ГТД в условиях внешних возмущений необходимы для решения проблемы сохранения работоспособности двигателей в условиях ведения воздушного боя или других экстремальных ситуациях. Проблема связана с большим числом сложных научно-

технических задач, начиная с оценки влияния возмущений на газодинамическую устойчивость (ГДУ) и основные параметры двигателя, кончая выбором и отработкой систем защиты двигателя от помпажа.

Достоверность результатов этих исследований зависит от способа воспроизведения внешних возмущений и устройства их реализующего. Из всех известных на сегодня стендовых устройств наилучшими характеристиками обладает имитатор, принцип действия которого основан на сжигании дозированной порции газообразного водорода в строго определенной по площади и месту расположения зоне входного канала двигателя.

Использование водорода, обладающего большой теплотворной способность (Ни= 120000 кДж/кг), широкой областью устойчивого горения (особенно по бедной смеси -аср=10) и высокой скоростью распространения пламени (иц=260 см/с), позволяет реализовать широкий спектр тепловых возмущений при относительно малых расходах газа., что практически полностаю исключает влияние продуктов сгорания водорода на исходные характеристики исследуемого двигателя.

Имитатор обеспечивает изменение параметров генерируемых тепловых возмущений в пределах: 60...360° по величине угловой протяженности "горячей" зоны с шагом последовательного смещения или наращивания зоны через 60° (при необходимости 30°); 10 - 250К по величине среднего подогрева воздуха; 50- 6000 К/с по величине темпа нарастания температуры в «горячей» зоне; 0,2-2,0 сек по продолжительности единичного температурного импульса при разовом или периодическом включении имитатора и до 60 сек - при создании стационарного подогрева; до 3 Гц по частоте повторения отдельных температурных импульсов. Этот диапазон полностью охватывает изменение параметров тепловых возмущений, реализуемых в различных экстремальных ситуациях (рис. 11).

В 1978 году на базе стенда Ц-17 (затем стенда Ц-22) создан комплекс испытательного оборудования с имитатором тепловых возмущений, в состав которого вошли: входное устройство с расходомерным коллектором; решетка стабилизаторов с системой зажигания; измерительная секция для регистрации

полей температуры и давления на входе в двигатель; система управления подачей и распределением водорода.

В ходе экспериментальных исследований более чем 20 двигателей различных конструктивных схем и назначения был существенным образом уточнен механизм воздействия внешних тепловых возмущений на работоспособность ГТД, установлены закономерности влияния параметров возмущения, характеризующих их неравномерность и нестационарность (угловой протяженности «горячей» зоны, „темпа роста температуры и продолжительности), на уровень критических для устойчивости двигателя подогревов

. " бТ'кр = ( Т - Тн ) / Тн = Г(фгор, СГГ/Ш, Ц п) ,

а также определены соотношения между величинами коэффициентов влияния тепловых возмущений на

газодинамическую устойчивость каскадов компрессора

ат = ЛКурасп/5Т кр

в системе двигателей второго, третьего и четвертого поколений.

В частности показано, что, вопреки принятому ранее представлению, чувствительность двигателя к тепловым возмущениям, возникающим при приемистости, может значительно снижаться при применении программ подачи топлива вида Ог=/(Рх), 07~/(Рк -Р;!), Ог=/(п,Рк • Твх) и др. Кроме того, обнаружена нелинейность эффектов взаимного влияния тепловых и сопутствующим им аэродинамических возмущений, что позволило ввести понятие коэффициента взаимного влияния тепловых и аэродинамических возмущений на устойчивость двигателя- ар т

Орт = (ЛКу расп опр - ат*5Т кр w — а^хЩ / (8Т крх\¥)

и определять частичный запас устойчивости каскада компрессора, потребный на компенсацию комбинированных возмущений, как

АКуех = а]¥ IV + аг ЗТ* + арГ \УЗТ*,

где и 51'*- ожидаемые в эксплуатации уровни

аэродинамических и тепловых возмущений соответственно.

Экспериментальные исследования по выбору, отработке и оценке эффективности систем защиты от помпажа (СПЗ) занимают особое место в экспериментальных исследованиях с имитатором внешних тепловых возмущений.

Всесторонняя апробация указанных систем в экстремальных условиях эксплуатации двигателя является надежной гарантией их успешного внедрения на боевом авиационном комплексе. Анализ показывает, что в настоящее время доля испытаний по отработке СПЗ на стенде составляет 60...70% от общего объема экспериментальных работ, проводимых по системе. Тем самым обеспечивается значительная экономия средств, имеется возможность дальнейшего увеличения этой доли за счет внедрения современных методов наземных исследований, обеспечивающих частичную или полную замену дорогостоящих летных испытаний.

К числу таких методов относятся испытания с применением имитатора тепловых возмущений с водородной горелкой. Экспериментальная отработка СПЗ ведется путем принудительного ввода двигателя в неустойчивый режим работы. Применение описанного выше имитатора обеспечивает создание на входе в исследуемый двигатель различных по интенсивности, форме температурного поля и длительности сверхкритических тепловых возмущений, которые, как показывает обширный опыт экспериментальных исследований двигателей различных схем и назначения, существенным образом влияют на характер зарождения и развития срывных процессов в компрессоре. Эффективность СПЗ оценивается по величинам характерных временных характеристик

Ксггз = 1 / (А"ликвх5 Т т +0,25хДхвосстх (8 гн +5 гь).

Для проведения испытаний в стендовых условиях разработана специальная методика, учитывающая особенности применения СПЗ на конкретном двигателе. Она предусматривает

возможность выполнения таких проверок системы защиты, которые ранее выполнялись только на летающей лаборатории или на самолете. Результаты испытаний, проведенных по этой методике, могут использоваться для сертификации СПЗ наравне с результатами летных испытаний.

Экспериментальные исследования, проведенные на стенде с имитатором тепловых возмущений, позволили определить перспективные направления в обеспечение необходимых временных показателей работы СПЗ. К ним в первую очередь относятся:

использование селективного управления элементами СПЗ на основе информации от развитой системы диагностики состояния двигателя;

реализация в САУ двигателя программ ускоренного восстановления исходного режима, оптимизированных по условиям полета (Н, М„) и времени ликвидации неустойчивости.

По предварительным оценкам первое из указанных мероприятий может снизить потери тяги двигателя на 50...70 %, а второе - на 10...30 %.

В перспективе рассматривается возможность созданная системы адаптивного управления двигателем по закону ДКу „¿п., которая должна обеспечивать оптимальное соотношение термодинамических параметров цикла при поддержании достаточного по условиям полета и уровню ожидаемых возмущений запаса газодинамической устойчивости компрессора. Для двигателей самолетов военной авиации такая система обеспечит:

- получение дополнительного прироста тяги и снижение удельного расхода двигателя на основных эксплуатационных режимах работы;

- улучшение динамических характеристик двигателя (при запуске, основной и форсажной приемистости) за счет более выгодного протекания параметров;

улучшение весовых данных двигателя за счет снижения уровня потребных запасов работоспособности;

- повышение надежности двигателя за счет ослабления ее зависимости от условий применения,

2.4.Сопровождающие математические модели в экспериментальных исследованиях.

Математическая модель (ММ) выполненного двигателя позволяет решать интересные и важные для практического использования задачи.

• Прогнозировать высотноскоростные характеристики (ВСХ) каждого экземпляра двигателя по результатам его сдаточных и контрольных испытаний.

• Объективно назначать допуски на разброс ВСХ, исходя из допусков, установленных на серийную продукцию при сдаче, или решать обратную задачу, исходя из допуска, заданного на основные данные двигателя в полетных, условиях, установить допуски на серийную продукцию при сдаче.

• Оценивать влияние на ВСХ различных методов отладки двигателя в ходе контрольных испытаний, разброса по КПД элементов, отклонений в работе системы регулирования и т.п., необходимое для разработки мероприятий, способствующих уменьшению разброса основных данных двигателя в полетных условиях.

• Получать подробную информацию об основных параметрах рабочего процесса двигателя в любых полетных условиях.

» Объективно оценивать эффективность мероприятий по улучшению основных данных двигателя в полетных условиях по результатам его стендовых испытаний.

• Совершенствовать методику экспериментальной оценки характеристик двигателя (сокращать время и затраты за счет уменьшения объема испытаний при сравнении реперных точек с математической моделью данного экземпляра двигателя при испытаниях).

В общем случае эта задача анализа результатов испытаний для выбранного режима работы двигателя формулируется следующим образом.

Моделируемые и соответственно экспериментальные

К<11(0в-;К>0Т,Р;,Т;,Пч!) параметры двигателя 4 4 11 ' ф 7, являются только

начальным приближением к "истинным" значениям параметров,

т.е.

1^=11^(1 + 61^) 1^ = 1^(1 + 51^)

где: бич1 - относительные поправки к экспериментальным значениям параметров, равные с обратным знаком погрешностям измерений,

811,1 - относительные поправки к моделируемым параметрам, нахождение которых является целью любого метода верификации. Поправки 51^1 являются функциями поправок к характеристикам узлов, и поправок к режимным

параметрам, которые определяют режим работы двигателя, 6Упь

■ Режимные параметры V „1 измеряются при испытаниях, следовательно, сам режим работы двигателя точно не определен из-за погрешностей измерений. В общем случае, величины Уп1 и ич1 являются функциями некоторого набора независимых измеряемых параметров ¡¡, следовательно, 8Уп1 = Еп15\¥а

бЦ^А^

Учитывая все сказанное, получаем следующее матричное уравнение

еич1 +(йодАч1 -В^Ц,, -Очг5гг1 =0

5 -

где: еич1 - матрица относительных отклонений экспериментальных величин от моделируемых,

ичч

диагональная матрица отношении

экспериментальных величин к моделируемым.

А Ч|, В (]Л, Е „и О чг - соответствующие матрицы коэффициентов влияния. Или, обозначив

Последняя система уравнений связывает относительные отклонения экспериментальных параметров от моделируемых с поправками к независимым измеряемым величинам и к характеристикам узлов. При этом количество уравнений q меньше количества переменных 1+г.

Развиты методы решения задачи, основанные на различных методах математической статистики (Ахмедзянов А.М., Тунаков А.П., Симбирский Д.Ф.), такие как с использованием дискретного фильтра Калмана, статистическая оценка, метод статистических испытаний.

В практике высотных испытаний нашел применение метод уравнивания, сущность которого заключается в том, что к системе уравнений (2.4.1) добавляется условие минимума суммы квадратов поправок

Здесь У] и ук - веса, обратно пропорциональные оценкам средних квадратичных отклонений. Веса измеренных величин определяются по оценкам погрешностей измерений. Веса параметров характеристик узлов определяются из опыта или исходя из погрешностей измерений, которые имели место при экспериментальном определении характеристик узлов, если таковые использовались в ММ.

В работе предложен усовершенствованный метод анализа результатов испытаний с использованием математической модели, в соответствии с которым:

во-первых, одновременно рассматриваются выбранные режимы работы двигателя, как установившиеся, так и переходные, относящиеся к различным условиям работы, а

(2.4.1)

поправки к характеристикам узлов находятся как функции условий работы узла в системе двигателя;

во-вторых, погрешности измерений делятся на случайные и систематические, причем последние рассматриваются как функции условий измерений на выбранных режимах работы двигателя.

Другой важной чертой разработанного метода является

расширение диапазона задания характеристик компрессора и

турбины. Так, характеристика компрессора задается в области

* Ха — О

71 к <1.0 вплоть до нулевой утловой скорости ик . Для этого

введено понятие безразмерных крутящих моментов компрессора

и турбины.

Уравнение движения ротора описывается дифференциальным уравнением (ко

где: I - момент инерции ротора, [кг м2];

Мт и Мк - крутящие моменты турбины и компрессора, [Нм];

со - угловая скорость ротора, [1/с].

Приведем последнее уравнение к безразмерному виду. Для этого воспользуемся обычными выражениями для работ расхода воздуха, угловой скорости

ооЖ ж. _ . ^ А

2 = 2{к)пуаг М, (2.4.2.)

где: величины И'(А:) и - функции показателя адиабаты к; 2(к) - отношение г(к) турбины к г(к) компрессора; Мк и Мт - безразмерные величины крутящих моментов компрессора и турбины, определяемые формулами.

= м,

Я пРИ

Гвх вх срк

м _ я(А,сз)^(ят) _ М,

1 рр тл

от г са срт

К- ср т > К- ср к - средние радиусы первых рабочих колес турбины и компрессора,

1(71 *к), 1(7С*т) - безразмерные работы компрессора и турбины, так

Е-1

Лк

Величины безразмерных окружных скоростей X ик и 1 ит связаны соотношением

1

= к

к-срк лУёд/ГТТоО

б - степень подогрева газа в камере сгорания. Следует отметить, что запись величин Мк и Мт через параметры компрессора и турбины возможна только при X „ >0, где можно применять понятие работ 1к и 1т. При нулевой скорости вращения 1 „= 0 выражение (2.4.3) также имеет смысл, но в этом случае величины Мк и Мт должны находиться повенцовым расчетом компрессора и турбины или экспериментальным путем.

Обозначим правую часть уравнения (2.4.2) через А М-безразмерный избыточный крутящий момент и введем величину

Т0 =\у(К)

Р Р II

вх вх срк

которая имеет размерность времени, [с]. Тогда уравнение (2.4.2) запишется

ДМ

Т

Отношение \!Т о является безразмерным временем.

V

Величина Т 0 зависит только от геометрических размеров двигателя и внешних условий работы двигателя Р* вх и Т* вх. Величину Т о можно назвать характерным временем.

Для проведения расчетов с использованием предложенных выражений необходимо соответствующим образом задать характеристики турбины и компрессора. В качестве примера на рис. 12 даны расходная и моменгная характеристики компрессора, а на рис.13 - моментная характеристика турбины.

Такая характеристика компрессора описывает взаимосвязь параметров компрессора в области Ж* к<0 и при

X ик=0.

Переходный процесс двигателя (запуск, приемистость и др.) можно рассматривать как некоторую последовательность режимов, каждый из которых характеризуется по сравнению с установившимся режимом дополнительными режимными параметрами, производными окружных скоростей роторов по времени и, возможно, производными по времени других параметров в зависимости от степени разработки ММ двигателя, а также другими величинами, которые отличают установившийся режим от неустановившегося, например тепловым состоянием. Применение к переходному процессу такого метода "стоп -кадра" позволяет свести решение задачи верификации ММ переходных процессов к методу, который используется и для верификации ММ установившихся режимов. Это открывает возможность совместного анализа результатов испытаний на установившихся режимах и на переходных процессах. Испытания на установившихся режимах отличаются более полным препарированием и более точным измерением параметров двигателя. Испытания на переходных режимах характеризуются более широким диапазоном изменения положения рабочих точек на характеристиках узлов, различным тепловым состоянием, отличием номенклатуры и значений регулируемых параметров.

Совершенствование ММ является динамическим процессом и требует комплексного подхода к математическому моделированию и экспериментальным исследованиям,

повышения точности измерений параметров двигателя на переходных режимах.

2.5. Использование методов теории планирования эксперимента

Теория планирования эксперимента (ТПЭ) стала инженерной прикладной наукой и находит применение во многих отраслях техники. ТПЭ позволяет формализовать некоторые этапы подготовки и проведения эксперимента, применение ТПЭ позволяет:

при заданной точности конечных результатов свести к минимуму объем эксперимента;

при данном количестве измерений получить более высокую точность результата;

упростить обработку результатов измерений и получить данные в виде, удобном для обобщения и анализа;

кратчайшим путем выяснить возможности улучшения характеристик исследуемой системы;

по данным небольшой серии опытов принять обоснованное решение о рациональном направлении дальнейшей работы.

Трудоемкость, сложность и высокая стоимость доводочных и специальных испытаний ГТД и их элементов заставляет особенно внимательно отнестись к указанным возможностям.

Одним из основных положений ТПЭ является концепция многофакторного эксперимента. Однако, при изучении сложных явлений на практике применяется методика, основанная на следующем правиле: влияние каждого фактора исследуется в отдельности при постоянных значениях остальных факторов, если это возможно, что приводит к огромным затратам при большом количестве факторов.

Между тем в ТПЭ убедительно показывается, что значительно более эффективным является проведение испытаний с одновременным изменением всех основных факторов.

В связи с важностью вопроса применения ТПЭ к определению высотно-скоростных характеристик рассмотрим пример планирования испытаний, когда модель двигателя

представлялась в виде черного ящика, на входе в который -независимые факторы, на выходе - параметры двигателя, тяга, расход топлива и др.

Метод применялся для аналитического описания тяги Я „ и расхода топлива О т в зависимости от частоты вращения п и полного давления на входе р вх(условия полета Н =11+18 км, МасопМ), частота вращения изменялась в пределах п-84+92 %, р вх =20+70 кПа. Для определения аналитической зависимости было выбрано по правилам планирования эксперимента 9 контрольных точек (рис. 14.).

Анализ материалов показал, что в качестве факторов целесообразно выбирать не физическую, а приведенную частоту вращения ппр, являющуюся критерием газодинамического подобия режима, поскольку в плане отсутствует сочетание наименьшей температуры на входе Т*вх (т.е. малых чисел М и больших высот Н) и максимальной физической частоты вращения.

Следует отметить, что выбор высоты и числа М или скорости полета в качестве факторов, характеризующих условия работы двигателя, при более внимательном рассмотрении содержит принципиальный недостаток. Так как в симметричном и ортогональном (относительно Н и М) расположении точек оказываются существенно коррелированными изменения р вх и Т*БХ , то есть физических величин, непосредственно влияющих на параметры двигателя и входящих в критерии подобия режима, поэтому в результатах эксперимента неизбежно смешивание эффектов, связанных с влиянием этих величин.

Отсюда следует, что в качестве факторов целесообразно выбирать, наряду с приведенной частотой вращения, физические параметры р вх и Т*вх, устанавливаемые при испытаниях на высотном стенде на входе в двигатель. Что касается необходимой величины давления в барокамере рн, то она может быть легко определена для каждого сочетания р 8Х и Т*ЕХ .

Кроме того, здесь имеется известная свобода выбора, так как для основной части полетных режимов ТРД сверхкритический перепад давлений в реактивном сопле

достаточен для стабилизации коэффициента расхода р«, и величина р„ не влияет на параметры рабочего процесса, а измеренная на стенде величина тяги легко приводится к любому требуемому значению р„.

Специфика турбореактивного двигателя как объекта испытания создает дополнительные трудности при формировании плана эксперимента; так, невозможно одновременно установить требуемые планом максимальные значения Т*вх и ппр - при этом будет превышено допустимое значение физической частоты вращения и температуры газа перед турбиной.

В связи с этим был проанализирован способ, позволяющий в таких случаях ограничиться экономными планами II порядка (композиционными или почти Б -оптимальными) для нахождения в процессе эксперимента квадратичных поправок к некоторой базовой характеристике, заранее описываемой уравнением любой необходимой сложности. В качестве базовой характеристики можно принять,

например, земную (полученную в условиях Н=0, М=0) дроссельную характеристику, а функции отклика представлять в виде отклонения приведенных параметров: 5у-1~(р вх, Т*вх, ппр ), где:

5у = Упр " Уо Уо

Здесь:

у пр - величина, измеренная в точке плана и приведенная по обычным формулам к условиям Н=0, М=0; у о - базовое значение при том же значении ппр.

При этом функция отклика в виде бу, по существу, является экспериментальной поправкой к формулам приведения в исследованном диапазоне изменения высотно-скоростных условий.

Дальнейшим развитием планирования испытаний по определению характеристик представляется планирование на основе поэлементной ММ двигателя с использованием методики

согласования ММ с результатами испытаний. Сущность методики состоит в том, что для согласования экспериментальных параметров и параметров двигателя, определенных по модели, находятся уравнения поправок к характеристикам узлов по правилам математической статистики уравнивания.

Задачей исследования характеристик двигателя с использованием ММ является нахождение поправок . к характеристикам узлов таким образом, чтобы модельные параметры совпадали с экспериментальными в пределах погрешностей последних.

Поскольку экспериментальные параметры близки к модельным исходным, то степень сложности уравнений поправок заметно снижается. Например, зависимость расхода воздуха вентилятора О впр от приведенной частоты вращения пвпр, можно описать полиномом Зч4 степени. Однако, сама поправка для описания его расходной характеристики может иметь квадратичную или даже линейную зависимость.

Такой подход позволяет не только снизить количество режимов испытаний для определения уравнений поправок к характеристикам узлов и, тем самым, адекватной ММ, но избежать формального описания в методах, изложенных выше.

В результате согласования ММ с результатами испытаний получены уравнения поправок, которые показывают причины отличия экспериментальных данных от исходной ММ. Форма поправок выбирается предварительно при рассмотрении экспериментальных данных.

Так, при анализе результатов испытаний ТРДД ДВ-2 в диапазоне р*вх =0,25-И,0 кг/см2, Т*вх =233^-313 К было установлено, что наиболее сложным уравнением (2-й степени) была поправка к характеристике вентилятора по приведенному расходу воздуха, остальные поправки были линейными..

Сравнение экспериментальных зависимостей удельного расхода топлива от тяги Ся =1(11) с расчетными по ММ с учетом найденных поправок к характеристикам узлов показывает хорошее их совпадение, различие находится в пределах 0,5 %.

Следует отметить, что некоторые условия полета при согласовании ММ не использовались, тем не менее, при переносе ММ на эти условия получено удовлетворительное совпадение ее с экспериментальными данными, рис. 15

Приведенный пример показывает, что использование планирования при согласовании ММ на уровне характеристик узлов позволяет по ограниченному количеству режимов получить поправочные зависимости к характеристикам узлов, что обеспечивает получение ММ, адекватной экспериментальным данным в исследованной области. Причем весь анализ экспериментальных данных производится практически в темпе испытаний, что делает возможным коррекцию программы.

Из изложенного следует, что целью испытаний целесообразно ставить не просто получение экспериментальных характеристик двигателя в заданных полетных условиях на заданных режимах, а получение ММ, которая адекватно описывает эти экспериментальные данные.

При достижении такой цели, во-первых, уменьшается объем экспериментальных исследований, а, во-вторых, сами результаты становятся более осмысленными. С помощью полученной ММ можно прогнозировать характеристики двигателя в тех полетных условиях, которые не были включены в программу испытаний, а также при различных модификациях двигателя.

Определение характеристик двигателя на переходных режимах (запуск, встречный запуск, приемистость, встречная приемистость, снижение частоты вращения) представляет собой более сложную задачу, чем испытания двигателя на установившихся режимах. Это объясняется прежде всего тем, что на переходный процесс влияет много факторов, таких как полетные условия, программа регулирования, начальное тепловое состояние двигателя, температура и сорт топлива. Трудность заключается также в том, что результаты испытаний, время переходного процесса, заброс температуры газа за турбиной и другие параметры анализируются для условий измерения, поскольку не разработаны методы приведения параметров двигателя на переходных режимах к некоторым

номинальным условиям, которые определяются не только полетными условиями, но указанными выше факторами.

Наиболее продвинуты работы по применению теории планирования эксперимента (ПЭ) к испытаниям двигателя на переходных режимах в ЛИИ (C.B. Петров, Э.Г. Акопян, Г.Н. Архипов, В.В. Гатин, А.С. Козлов, В.И. Мельник, С.А. Мокроусов, Е.П. Моталыцкий). Так, для одновального ТРД в наземных условиях время приемистости находилось как функция независимых факторов: пмг - частоты вращения на режиме малого газа, сЬк - диаметра жиклера воздушного редуктора, Ьрт - положения регулировочного винта распределителя топлива, рт - плотности топлива, пр.с. - частоты вращения при перекладке створок реактивного сопла. Уравнение отклика для времени приемистости t содержит 12 коэффициентов. Эксперименты для определения зависимости величины t от давления и температуры окружающей среды не проводились. Для этого использовались результаты математического моделирования процесса приемистости. В условиях натурного эксперимента методы ПЭ использовались также для оценки влияния высоты H и скорости полета на время приемистости. В результате шести опытов было получено уравнение:

t = 1+,0,467Н -0,368V-0,346Н2 + 0,582HV + 0,256V2

Нетрудно убедиться, что полученное уравнение не содержит, например, такого важного фактора, как температура окружающей среды Тн , и тех факторов, о которых говорилось в предыдущем примере. Неясно, как распространить эти данные на другие регулировки САУ, на тепловое состояние двигателя, потери полного давления и т.д. Таким образом, такие модели в виде "черного ящика" имеют частное значение. Сами авторы пришли к выводу, что недостатком использовавшихся полиномиальных моделей степени 2 и выше является ненаглядность, нефизичность их структуры, затрудняющие использование их для содержательного анализа и прогноза вне исследованной области факторного пространства.

В связи с этим представляется целесообразным целью

испытаний ставить не получение модели в виде "черного ящика", а нахождение поправок к характеристикам узлов математической модели двигателя, как это сделано в предыдущем разделе для установившихся режимов.

Введенное выше понятие фиксированного режима переходного процесса в совокупности с представлением характеристик узлов двигателя в безразмерном виде для расчета переходного процесса в зависимости от времени является в данном случае эффективным средством применения методов ПЭ для уточнения характеристик математической модели. Действительно, если удается получить уравнение переходного процесса в виде безразмерного времени переходного процесса, интегрируя уравнение (2.4.2.), можно распространить конкретные экспериментальные данные на другие полетные условия, то есть получить выражение для времени переходного процесса для конкретных значений полного давления и температуры воздуха на входе при соблюдении подобия

Таким образом, целью эксперимента должно стать определение отклонения подобия подынтегрального выражения под влиянием факторов Р* ВХэ Т*ЕХ, л, и др. А это можно установить, если найдутся поправки к характеристикам узлов. Для этого необходимо экспериментально исследовать переходный процесс при различных сочетаниях влияющих факторов, выбираемых по правилам ПЭ.

Пусть обработка экспериментальных данных при двух уровнях Р*вх дала разные линии рабочих режимов на характеристике компрессора на установившихся и переходных режимах, причем переходный процесс определялся как при приемистости, так и сбросе режима (рис. 16). Выбор режимов испытаний позволяет получить набор данных, которые охватывают широкий диапазон режимов работы двигателя, при этом установившиеся режимы находятся "внутри переходных".

2.6 Испытания на переходных режимах - экономичный способ определения характеристик двигателя.

Широкое внедрение испытаний двигателей на переходных режимах диктуется двумя обстоятельствами. Во-первых, как указано ранее, двигатель современного маневренного самолета работает практически постоянно на переходных режимах, поэтому нужно стремиться к определению характеристик двигателя в реальных условиях полета. Во-вторых, испытания двигателя на переходных режимах значительно' короче и могут быть значительно дешевле, чем на установившихся режимах, когда требуется определенный промежуток времени для стабилизации параметров стенда и двигателя перед их измерением.

Установившиеся режимы используются при сертификационных испытаниях по определению характеристик и основных данных двигателя в заданных высотно-скоростных условиях. Они, безусловно, позволяют с высокой точностью найти соответствие экспериментальных данных техническим условиям (ТУ), но требуют больших затрат и часто дают результаты, далекие от реальных условий работы двигателя на самолете.

Следует заметить, что данные испытаний на переходных и установившихся режимах работы двигателя взаимно дополняют друг друга. На переходных режимах охватывается более широкая область характеристик узлов и условий работы двигателя. Например, при приемистости рабочая линия на характеристике компрессора смещается по отношению к положению на установившихся режимах и приближается к границе устойчивой работы, при этом наблюдается неустановившееся тепловое состояние двигателя. В то же время, как правило, при испытаниях на переходных режимах измеряется меньше параметров двигателя и с меньшей точностью, чем при испытаниях на установившихся режимах. Одновременное использование при анализе экспериментальных данных установившихся и переходных режимов работы двигателя позволяет описать с

помощью ММ более широкий диапазон режимов работы двигателя, а описание переходных режимов будет более точным за счет использования закономерностей рабочего процесса, присущих как переходным режимам, так и установившимся.

В качестве первого шага в этом направлении можно предложить разработанную методику экспериментального определения параметров двигателя на дроссельной характеристике в заданных полетных условиях.

Процесс испытаний производится в следующем порядке: двигатель прогревается на «минимальном» режиме, который определяется потребным диапазоном дроссельной характеристики, и снимается контрольная точка; затем двигатель медленно, например, в течение 3 минут, переводится на «максимальный» режим, прогревается, снимается контрольная точка, и затем двигатель медленно переводится на «минимальный» режим. Таким образом, получаем прямой «холодный» переходный процесс и обратный «горячий» переходный процесс. Искомый установившийся режим с нулевым ускорением ротора и установившимся тепловым состоянием будет находиться между «холодным» с положительным ускорением ротора и «горячим» с отрицательным ускорением ротора.

Такой подход подтверждается результатами испытаний двигателя ТРДД РД-33 на высотном стецде, рис. 17,18. Рассматривается непрерывная регистрация параметров двигателя при плавном уменьшении частоты вращения от пв =95% до пв =77% в течение примерно 200 секунд с частотой 1 Гц. При этом наблюдается закономерное отличие параметров двигателя, частоты вращения вентилятора пв, частоты вращения компрессора пк, расхода топлива От, тяги от соответствующих значений на установившихся режимах, которые определялись при ступенчатом увеличении частоты вращения. Так при пк Нс1ет, частота вращения пв установившихся режимов была примерно на 2% ниже, т.е. скольжение роторов на установившихся и переходных режимах отличались. То же самое относится и к расходу топлива и тяги. Зависимость удельного расхода топлива от Ку в переходном процессе и на установившихся режимах приведена на рис. 2.10. В "ложке", где

Cr принимает минимальное значение, удельный расход в переходном процессе ниже соответствующего значения на установившемся режиме на 1,3%. Указанные отличия параметров двигателя на установившихся режимах и в переходном процессе вполне объясняются его тепловым состоянием (в переходном процессе двигатель более "горячий") и наличием динамической составляющей, связанной с вращением роторов.

Экспериментальные данные показывают, что существующая система измерения параметров двигателя в медленном переходном процессе позволяет надежно определять характеристики двигателя. Задача анализа результатов испытаний заключается в определении небольшого влияния динамической составляющей на параметры двигателя, что позволяет привести их к установившимся режимам. Отметим, что медленный переходный процесс при увеличении частоты вращения даст противоположный результат, т.е. искомый установившийся режим будет находиться между прямым и обратным переходным процессом.

2.7. Оценка погрешностей измерений параметров ГТД при стендовых испытаниях.

Погрешности измерений по своему источнику делятся на две категории, инструментальные и методические. Наиболее полно изучены первые. Вторые погрешности вызываются нестационарностью измеряемого процесса, погрешностями приемников измеряемых величин, окружной и радиальной неравномерностью измеряемых давлений и температур в характерных сечениях двигателя.

Дальнейшее повышение точности измерений основных параметров связано с углубленным изучением методических погрешностей. Влияние неоднородности потока на входе на погрешность измерения параметров изучалось Янчуком В.А., Волковым A.M.

Современные методики анализа результатов испытаний должны отвечать на два главных вопроса:

-во-первых, обеспечить уверенность в "правильности" полученных экспериментальных данных, то есть убедиться, что отсутствуют грубые ошибки и что погрешности измерений не выходят за определенные пределы;

-во-вторых, дать объяснение полученным экспериментальным характеристикам, почему они отличаются от математической модели (ММ). Эта две взаимосвязанные задачи нельзя решить без анализа погрешностей измерений.

Обязательной частью анализа результатов испытаний является сравнение экспериментальных данных с исходной математической моделью. Можно говорить о значительном отличии моделируемых и экспериментальных данных только в случае, если диапазон погрешности меньше величины отличия. Этот важный факт показывает, что сравнение экспериментальных данных с моделью в некоторых' случаях может быть лишено смысла, если не учитывать погрешности измеряемых величин.

На основании изложенного можно сформулировать следующее общее правило: математическая модель адекватна экспериментальным данным, если ее отличие находится • в пределах погрешностей последних.

При оценке погрешностей параметров двигателя, как правило, полагается, что измеряемый процесс есть некоторая постоянная величина во времени. В действительности измеряемый процесс является стационарным случайным, высокие частоты отфильтровываются, и остаются обычно низкие частоты, 2+12 Гц. Для определения средней величины в некотором интервале времени производится ряд последовательных измерений. Ясно, чем выше скорость опроса, тем точнее будет определена средняя величина.

В первом приближении погрешность этой средней величины определяется оценкой среднего квадратичного отклонения от средней величины.

Эту погрешность далее будем называть «временной», она вызвана нестационарностью измеряемого процесса Особенность состоит в том, что величина этой погрешности вызвана не погрешностью измерительных каналов, а исключительно только ограниченным количеством опросов на контрольной точке.

Кроме временной погрешности, существует также пространственная неравномерность измеряемой величины. Например, полная температура во входном воздухопроводе измеряется многоточечными гребенками термопар или сопротивлений. Эта пространственная неравномерность носит сложный характер, в первом приближении вызываемую ее погрешность также можно оценить средним квадратичным отклонением от средней величины.

Если величина этой погрешности окажется неприемлемой, то необходимо определять отклонения не от средней величины, а от некоторой поверхности, которая аппроксимирует измеряемую величину в пространстве. Величина «пространственной» погрешности также не зависит от погрешности измерительных каналов и зависит от конечного количества приемников (зондов) в измеряемом сечении.

Все определяемые параметры двигателя (и{Ов, Ото, II ,}) являются косвенными измерениями. В основном экспериментатора интересуют не измеренные параметры, а приведенные к номинальным полетным условиям, а в некоторых случаях - отнесенные к заданным значениям режимных параметров, например, приведенной частоты вращения. При вычислении погрешностей этих величин используются погрешности независимых измерений, которые являются аргументами величин {Ов, Ото, К у}, при этом важно учитывать взаимные связи между отдельными величинами.

Кроме функциональных связей нужно учитывать и временные переходы, когда случайные погрешности трансформируются в систематические и наоборот.

В общем случае справедлива следующая запись: А = Г(х,г,ш(х,у))

9

где:

А-параметры двигателя, измеренные или приведенные к заданным полетным условиям;

ш-градуировочные коэффициенты, используемые при вычислении А;

х-переменные, используемые как при рабочих измерениях, так

и при градуировке;

у- переменные, используемые только при градуировке; г- переменные, используемые только при рабочих измерениях.

В этом случае проще всего определяются случайные погрепшости величин А. Поскольку все погрешности градуировочных коэффициентов ш "заморожены" и являются систематическими, то средняя квадратичная погрешность величин А формируется из случайных погрешностей величин х и г:

з^Е^Тад+Е^ТвУ1

Здесь под 5(х]) понимаются средние квадратичные погрешности величин х, имеющие место при рабочих измерениях. Предельная случайная погрешность величин А определяется так:

8(А) = грч8(А),

где: - коэффициент Стьюденгга, соответствующий

доверительной вероятности Ро = 0,95 и числу степеней свободы £ф, вычисляемому по известной формуле.

Сложнее определяется систематическая погрешность величин А.

Систематические погрешности величин 2, 0(г) используются, как обычно, в "чистом" виде, и их вклад в погрешность величин А определяется выражением

В качестве систематических погрешностей величин у, используемых только при градуировке, определим как суммарные погрешности, формируемые из случайных погрешностей и систематических при градуировке. д(У]) = К82(У])

где ^ - оценка суммарного среднего квадратичного

отклонения результата измерения

>

систематическая погрешность величины у;

оценка среднего квадратичного отклонения;

К - коэффициент зависящий от соотношения случайной и систематической погрешностей.

Случайные погрешности величин у, проявившиеся при градуировке, "замораживаются" и далее уже при рабочих измерениях выступают как часть систематической погрешности.

При рассмотрении влияния погрешностей величин х будем предполагать, что систематические погрешности величин х, 0(х{) остаются одними и теми же при градуировке и при рабочих измерениях. При этом влияние проявляется как непосредственно на параметры А, так и через градуировочные коэффициенты ш; на те же параметры А.

Случайные погрешности величин х, имеющие место при градуировке, "замораживаются", и далее их следует рассматривать как систематические, имея ввиду предел случайной погрешности,

е'(х) = ^'(х) , где: I рч - коэффициент Стьюдента;

' - означает, что погрешность сформировалась при градуировке.

Учитывая все вышесказанное, в итоге систематическая погрешность величин А может быть найдена из выражения:

^ Хт-^ ФО+Х +

7\Т ЙП; ЙС, ) Т\ 1 ОЦ Щ J

Как показали практические оценки, учет связей между

градуировочными коэффициентами входного воздухопровода, входящих в алгоритм обработки основных параметров двигателя, позволяет снизить величину систематической погрешности расхода воздуха и тяги в 2 раза

Проблема измерения давления в неоднородном потоке на входе в ГТД возникает при летных и стендовых испытаниях натурных силовых установок при имитации реальных условий полета, т.е. в тех случаях, когда нет возможности измерять расход воздуха с помощью стандартных измерительных устройств. Очень серьезно стояла эта проблема при исследованиях полноразмерной силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета на стенде Ц-1А. На протяжении ряда лет эту проблему пытались решить в ЛИИ, разрабатывая специальные гребенки полного давления и усовершенствованные методы осреднения. Однако, до сих пор дать физическое объяснение завышению давления, измеренного в неоднородном потоке, и разработать метод его учета не удалось.

Чтобы выяснить причины завышения давления, измеренного в неоднородном потоке, были проведены расчетно-экспериментальные исследования измерительных систем, состоящих из насадка полного давления, пневмотрассы и датчика. Были экспериментально получены динамические характеристики этих систем (для различной длины и диаметра пневмотрасс) с датчиками типа ИКД. Результаты исследований говорят о том, что такие измерительные системы с инерционными датчиками позволяют с удовлетворительной точностью регистрировать стационарные давления в равномерном потоке.

Если же измерение давления производится в неравномерном пульсирующем потоке, то на вход линейной измерительной системы поступает нелинейный случайный сигнал (таким сигналом в данном случае является пульсирующее давление, связанное с конфигурацией поля давлений нелинейной зависимостью). Тогда уравнение, описывающее процесс передачи сигнала измерительной системой, можно записать в виде:

СЕ

где: P(t) - пульсации давления на выходе из измерительной

системы, Pu (t) - пульсации на входе в систему, Т ; Т -постоянная времени. Для решения уравнения можно использовать различные методы нелинейной теории случайных функций. В результате решения получаем характеристики процесса на выходе из системы. Выполнив соответствующие интегрирования, получим выражения для первых четырех факторов: дисперсии, математического ожидания, асимметрии и эксцесса. Вычисления показывают, что даже при большом промежутке времени работы системы (при большой длительности реализации P(t)) закон распределения пульсаций давления на выходе из измерительной системы не "нормализуется".

На рис. 19а. представлены функции распределения плотности вероятности /(Р), полученные в результате расчета и в эксперименте с использованием малоинерционных датчиков типа ДМИ. Видно, что они существенно отличаются от нормального закона распределения, но достаточно хорошо согласуются между

собой (в первую очередь, по асимметрии). На рис.19Ь. представлена картина влияния неоднородности потока на точность измерения расхода воздуха.

Исследования позволили сделать вывод, что причина завышения давления при измерении его инерционными датчиками в неоднородном потоке заключается в искажении вероятностных характеристик при прохождении через измерительную систему неравномерного пульсирующего потока. В пневмотрассах измерительных систем происходи! газодинамическое осреднение, соответствующее

среднеарифметическому. «Истинное» значение давления дает гармоническое осреднение (математическое ожидание). Функции распределения показывают, что между этими величинами существует заметный сдвиг. Отсюда и завышение давления, измеренного в неоднородном потоке.

Учет этого явления позволяет достаточно точно

оценивать расход воздуха в сечении перед двигателем, используя измерения давлений в этом сечении датчиками ИКД даже при значительной неравномерности потока. Результаты _ расчета, проведенные с учетом статистического смещения, достаточно хорошо согласуются с экспериментальными данными.

2.8. Воспроизведение условий гипсрзвукового полета на наземных стендах

Возможности реализации полного подобия внешнего и внутреннего течений и теплового состояния элементов гиперзвукового двигателя при его испытаниях на аэродинамических стендах существенно ограничены высоким уровнем давления и температуры воспроизводимого потока и, соответственно, огромными затратами энергии. Так, в диапазоне Мп = 6ч-12 удельные (на 1 м2 площади аэродинамического сопла) затраты энергии составляют до 200 Мвт/ м2.

Экспериментальные исследования показали, что величина максимальной загрузки сопла зависит от схемы рабочей части стенда (закрытая рабочая часть, высотная камера, камера Эйфеля), а также существует сложная взаимосвязь возможной загрузки и коэффициента восстановления давления в стендовом диффузоре от его относительных размеров. В общем случае, с увеличением относительной площади горловины стендового

коэффициент восстановления давления при этом уменьшается.

В связи с очень большой стоимостью сооружения и эксплуатации аэродинамических стендов для испытаний ГПВРД их технически обоснованное проектирование может выполняться только на основании достаточно достоверных данных о предельных загрузках стендового сопла, необходимых размерах стендового диффузора и возможном при этом коэффициенте восстановления давления в стендовом диффузоре.

Определяющим в энергетическом отношении является режим запуска, поскольку отношение давлений, необходимое для реализации расчетного режима течения в рабочей части,

диффузора

возможная загрузка увеличивается, но

[Р0 )зап = Рж / Рвш, как правило, всегда превышает величину

отношения давлений, при котором расчетный режим течения нарушается.

Экспериментально установлено, что возможная загрузка аэродинамического сопла (и необходимое для реализации запуска отношение давлений) зависит также от методики испытаний, метода запуска трубы. Для решения этой проблемы разработаны способы улучшения характеристик запуска аэродинамических стендов, позволяющие либо значительно увеличить размер исследуемых объектов при ограниченных размерах рабочей части, либо значительно уменьшить необходимое для запуска отношение давлений (ввод объекта в поток после реализации расчетного течения, временное улучшение аэродинамических характеристик объекта, воздействия на пограничный слой в стендовом сопле или диффузоре, «пушечный» запуск, кратковременное повышение давления на входе или уменьшение на выходе, оптимальное расположение модели относительно сопла и диффузора, использование стационарно устанавливаемых иди перемещающихся обечаек и др.).

Проведенные экспериментальные исследования влияния

величины загрузки f , относительных размеров диффузора

Fг, /г, длины свободной струи L на энергетические характеристики показывают следующее:

- с увеличением относительной площади горловины диффузора необходимое для запуска стенда отношение давлений

Р0 ^ = Рос / Рвых постоянно возрастает, характер изменения P03an = f(Fr) зависит от величины загрузки, а разница в величинах р0зап для рабочей части с моделью и без нее существенно уменьшается;

- экспериментально определенные минимальные величины (Fr )nm в диапазоне загрузки моделями ГПВРД fM =0,1+0,4

изменяются в пределах Р=1,0-н2,5;

- оптимальная по Р0зап относительная длина горловины стендового диффузора 1г =1г / Д, составляет 1г~ 6, минимальная

относительная длина - /гтш«3,5.

Критерием эффективности в данном случае, является

величина комплекса К3 =fм / Розап, где Кэ - коэффициент

эффективности. Значение коэффициента эффективности Кэ =

полученные по экспериментальным данным,

приведены на рис. 9 и показывают, что:

- эффективность использования затрачиваемой на работу стенда энергии определяется, прежде всего, величиной загрузки сопла моделью;

- эффект использования диффузора, оптимального для заданной величины загрузки (Рг = Ргт1п), с увеличением загрузки

существенно уменьшается.

На рис.20 приведены данные экспериментов по запуску рабочей части со свободной струей с различной загрузкой геометрически подобными (с^сопбЛ моделями

осесимметричного ГПВРД Гм = уаг в диапазоне изменения числа М стендового сопла 4,0-5-7,0. При фиксированной величине относительной площади горла стендового диффузора Б =2,325 восстановление давления в стендовом диффузоре существенно ухудшается с возрастанием числа Маха стендового сопла и

величины загрузки ^. Относительная величина восстановления

давления в стендовом диффузоре представлена на этом графике в виде коэффициента запуска.

Так, при Мс=7,0 с близкой к предельной загрузкой

Гм = 0,4 реализуемая величина восстановления давления в

стендовом диффузоре в шесть раз меньше, чем в прямом скачке уплотнения соответственно числу М стендового сопла.

В рабочей части, как без модели, так и с моделью с

увеличением длины свободной струи Ь наблюдается повышение

необходимого для обеспечения расчетного режима течения отношения давлений, а сама величина Ь ограничивается условиями течения в системе сопло - модель - стендовый диффузор на режиме запуска. Так, возрастание Розап с

увеличением длины свободной струи от £=1,0 до 3,0 может составить от 10 до 20 %.

Экспериментальные исследования показывают, что в условиях стационарного запуска величина необходимого

отношения давлений Розст зависит от положения модели относительно оси и среза сопла + г и ± X и проявляется это

по разному для различных по величине загрузки или конфигурации моделей и длине свободной струи.

Поэтому, еще в 60-х годах Ферри была предложена схема аэродинамических испытаний для воспроизведения условий полёта при больших числах Маха, в которой формирование моделирующего потока осуществлялось путем подачи холодного и горячего газа с равными давлениями соответственно по наружному и внутреннему коаксиальным соплам и обдува объекта испытаний сформированным «слоистым» потоком. Было показано, что в данном случае при допустимой загрузке рабочего потока теоретическая экономия мощности на нагрев воздуха может составить 30 %.

Та же цель может быть достигнута более простым методом. Прелагается способ, при котором формирование «слоистого» потока производится в общей сверхзвуковой части аэродинамического сопла путем подачи горячего газа в зону его критического сечения через специальную профильную вставку в докритической части сопла, а по периферии горячего потока подается холодный воздух. Схема сопла с «горячим» ядром приведена на рис. 21.

Площадь изотермического ядра внутреннего горячего потока в рабочей части может регулироваться в зависимости от размера испытуемого объекта путем перемещения внутреннего сопла - вставки с помощью механизма перемещения.

Проведенные исследования, рассматриваемого способа формирования гиперзвукового потока на модели, показали, что при подаче горячего газа в зону критического сечения сопла, где пограничный слой на стенках имеет минимальную толщину, при совместном разгоне горячего и холодного потоков в общей сверхзвуковой части сопла не происходит полного размывания горячего центрального потока и в рабочей части (на выходе из сопла) сохраняется изотермическое ядро потока достаточно большой площади.

Полное размывание горячего ядра может произойти при близком к единице соотношении площадей . Для

/'гор

обеспечения обдува испытуемого объекта, загрузка сопла которым составляет %, величина отношения ГХ01/ должна

Лор

быть «¡0,75.

Энергетические характеристики аэродинамического стенда в наибольшей степени зависят от величины загрузки рабочего потока исследуемым объектом (размера стендового сопла). Однако, с увеличением загрузки возрастают необходимые относительные размеры стендового диффузора и, при этом, коэффициент восстановления давления в нем существенно уменьшается.

Улучшение энергетических характеристик

аэродинамического стенда в целом ряде случаев возможно и целесообразно путем установки за объектом кормового диффузора.

Анализ необходимого для реализации запуска сопла объекта отношения давлений показывает, что для ГПВРД в диапазоне изменения числа М=3-г7 запуск сопла двигателя с выхлопом непосредственно в атмосферу обеспечивается установкой за соплом кормового диффузора.

Расчетный анализ показал, что во всем диапазоне числа Мс = 3+7 обеспечивается выхлоп из кормового диффузора непосредственно в атмосферу, поскольку располагаемое

отношение давлений на кормовом диффузоре Рорасп больше

потребного для выхлопа непосредственно в атмосферу Ропотр. В таком случае необходимая объемная производительность системы отсоса уменьшается в относительном выражения на величину, равную величине загрузки стендового сопла моделью ГПВРД (30+40 %).

Помимо энергетических предложенная схема рабочей части с кормовым диффузором имеет вполне реальное технологическое преимущество, реализуемое при необходимости нейтрализации экологически вредных выбросов или для обеспечения безопасного выброса в атмосферу при работе на взрывоопасных компонентах.

3. РАЗВИТИЕ ВЫСОТНЫХ И СПЕЦИАЛЬНЫХ ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ СТЕНДОВ

3.1. Стенды для испытаний ТРД и ТРДД 3.1.1. Высотный стенд Ц-4Н

Совершенствование ВРД и методологии их исследований и доводки влекут за собой необходимость развития экспериментальных возможностей ряда стендов. Среди них высотный стенд Ц-4Н модернизация которого осуществлялась для решения новых актуальных экспериментальных задач: испытания ТРДДФ в классе тяги до 25 тонн на полном форсажном режиме во всей области полетных условий; исследование двигателя в нестационарных условиях, имитирующих полет маневренного ЛА; испытания газогенераторов ТРДД.

Модернизация стенда осуществлялась поэтапно. На первом этапе были практически устранены ограничения по тепловому состоянию выхлопного контура стенда, которые создавали препятствия при испытаниях на форсированных режимах ТРДДФ в классе тяги 10 ... 25 тонн с имитацией больших скоростей полета на малых высотах. Это было достигнуто заменой стендового холодильника выхлопных газов. Новый холодильник - это крупный теплообменный аппарат

(вода - газ) с диаметром корпуса 12 м. Он рассчитан на продолжительную работу при температуре выхлопных газов Тг » 2000°С и при расходе газов до 380 кг/с, что в три раза больше, чем у старого холодильника.

Задача обеспечения стендовых испытаний двигателей на переходных режимах с имитацией динамических условий полета маневренного ЛА является значительно более сложной. Ее решение потребовало выполнить комплекс методических, технологических и конструкторских разработок, создать ряд новых расчетных моделей. Основная сложность задачи заключается в противоречии высоких требований к скорости изменения и точности регулирования режимных параметров стенда, к равномерности потока воздуха на входе в двигатель и тем, что технологическое оборудование высотно-компрессорной станции, газо-воздушный контур, да и сам стенд, его системы имеют типичные характеристики стационарного оборудования. Между источниками кондиционированного воздуха (агрегаты ВКС, ХОС, СПВ) и исследуемым двигателем расположен воздушный канал, объем которого имеет порядок тысяч кубических метров, суммарная теплоемкость металла элементов газо-воздушного контура и ресивера стенда имеет порядок Гкал/град, что делает эти факторы весьма существенными на динамических режимах.

Найденное принципиальное решение данной задачи построено на реализации следующего технологического процесса. Агрегаты ВКС одновременно создают два потока воздуха, один из которых имеет значение температуры ниже, чем наименьшая величина заторможенной температуры воздуха в воздухозаборнике ЛА в процессе полета по траектории, подлежащей имитации на стенде. Второй поток имеет несколько большие, чем потребуются в испытаниях значения температуры и давления. Оба потока, каждый по своему трубопроводу, подходят к системе смешения, расположенной непосредствешю у стенда. Система смешения, отбирая нужное в данный момент времени количество воздуха от этих потоков, формирует уже в ресивере стенда поток смешенного воздуха с заданными регулируемыми значениями давления и температуры. Невостребованная в

процессе смешения часть исходных воздушных потоков сбрасывается в атмосферу. Из ресивера большая часть смешенного воздушного потока направляется через входной присоединенный трубопровод на вход в исследуемый двигатель, а другая, управляемая часть потока, сливается через магистрали байпасной системы в выхлопной канал стенда. Таким образом, основные режимные параметры, - расход, давление и температура потока воздуха на входе в исследуемый двигатель, -могут меняться со скоростями, которые ограничены только быстродействием регулирующих органов смесителя, байпасной системы и относительным объемом смесителя. Эффекты сложного процесса совместной работы на переходных режимах смесителя, ресивера стенда и испытываемого двигателя (с учетом теплоемкости и объема ресивера, а также изменений режима работы двигателя) математически моделируется, САУ ТП стенда формирует управляющие воздействия с упреждением ожидаемого отклика. Управление еще одним режимным параметром стенда, - давлением воздуха в окружающем двигатель пространстве термобарокамеры, - осуществляется быстродействующим регулируемым дросселем, установленным в выхлопном канале стенда.

Внедрение этой технологии обеспечения испытаний составило основное содержание второго этапа модернизации стенда, но не единственное. Наряду с реконструкцией газовоздушного контура стенда и созданием новой уникальной системы автоматического управления, на этом этапе существенное развитие, направленное на решение новых задач, получили автоматизированная информационно-измерительная система и стендовое оборудование. В частности, на стенде был внедрен разработанный в ЦИАМ универсальный регулируемый имитатор неоднородности потока воздуха на входе в двигатель для воспроизведения пульсаций и неравномерности поля давлений, которые в летной эксплуатации генерируются в воздухозаборнике.

В настоящее время осуществляется следующий этап развития экспериментальных возможностей стенда. Целью этого

этапа являются повышение допустимых значений давления и температуры воздуха на входе в испытываемый объект с Рвх = 300 кПа, Твх = 350°С до Рвх = 700 кПа, Твх = 600°С, что обеспечит возможность имитации широкой области эксплуатационных условий при испытаниях газогенераторов ТРДД, а также внедрения ряда мероприятий, направленных на повышение качества экспериментальных исследований как стационарных, так и переходных процессов (чистота воздуха, улучшение аэродинамики стенда, повышение равномерности потока воздуха и т.д.). На рис.22 показаны основные узлы и элементы стенда модернизация которых позволяет достичь поставленные цели.

Конструкция ресивера стенда была доработана на давление в нем до 700 кПа. Для обеспечения стенда воздухом с повышенными параметрами разработана новая технологическая система стенда, которая полностью реализована. Система при испытаниях газогенераторов снабжает стенд горячим воздухом с расходом до 45 кг/с и температурой до 600°С от подогревателя воздуха Ц-5/2. Холодный воздух подается в ресивер по новому трубопроводу. При этом штатный патрубок ввода воздуха в ресивер заглушён, поскольку магистрали до этого патрубка спроектированы на давление 300 кПа. Оба потока воздуха поступают в струйный смеситель. Новая схема подачи воздуха к газогенератору позволяет быстро менять расход воздуха на переходных режимах двигателя. Расчеты показали, что на переходных режимах на входе в газогенератор неравномерность скорости не превысит + 0,5%, а неравномерность температуры не превысит ± 1,5%. Для управления температурным пограничным слоем на стенде Ц-4Н предполагается внедрить разработанное устройство для слива пограничного слоя.

При размещении в ТБК стенда Ц-4Н газогенераторов или небольших размеров двигателей, реактивные сопла которых удалены от выхлопного диффузора, с целью уменьшения рециркуляции выхлопных газов в барокамере, между испытуемым объектом и выхлопным диффузором планируется установка газосборного устройства. Разработка такого устройства завершена.

АСУ ТП стенда модернизируется для управления дополнительными регулирующими органами на новых воздухопроводах. При этом сохраняются основные функции системы по регулированию режимных параметров стенда Р Ех, Т вх, РТбк на установившихся, переходных и нестационарных режимах работы газогенераторов, воспроизведение на стенде в реальном масштабе времени параметров, соответствующих заданной имитируемой траектории полета ЛА, управление режимами работы двигателя и стендовых систем.

Таким образом, в результате последовательной, целенаправленной модернизации стенд Ц-4Н, созданный более 30 лет назад, в настоящее время является одним из наиболее совершенных высотных стендов мира, имеет уникальные, широкие экспериментальные возможности. Стенд может обеспечить полный цикл (более 12 типов) исследовательских и доводочных стендовых испытаний двигателей 5-го поколения и их газогенераторов в высотно-скоростных и климатических условиях.

3.1.2. Высотный стенд Ц-1А

Конструкция и характеристики стенда Ц-1А (это самый крупный высотный стенд в России) позволяют решать широкий спектр экспериментальных задач по исследованию авиационных двигателей и целых силовых установок (в том числе, с обдувом до- и сверхзвуковым потоком воздуха). В последние годы стевд специализируется на одной из наиболее актуальных задач -исследовательские и доводочные испытания ТРДД большой степени двухконтурности. Эти испытания имеют ряд особенностей: большие расходы воздуха, жесткие требования к равномерности потока воздуха на входе в двигатель и к аэродинамике стенда, развитое препарирование объектов испытания средствами измерения параметров, наличие тенденции к росту максимальной размерности и тяги двигателей этого типа и т.д. Отмеченные особенности требуют оптимизации стенда и его систем к новым задачам. На необходимость

модернизации стенда указывает, например, проведенная на стенде серия испытаний двигателя ПС-90А, которая выявила высокую (до 4%) неравномерность потока воздуха на входе. Выполненные оценки . показывают, что для двигателя размерности НК-93 неравномерность возрастет до недопустимых значений.

В обеспечение проекта модернизации был выполнен комплекс технологических, расчетных, экспериментальных исследований и конструкторских разработок. Предложенная в результате этих работ схема реконструируемого стенда Ц-1А показана на рис.23. Проектом предусматривается:

- полноценное использование уникального ресивера стенда (диаметр 7 м) как успокоительной камеры. Воздух к двигателю из ресивера поступает по специально спрофилированному каналу;

- для размещения в барокамере крупноразмерных ТРДД и верхней подвески двигателя, диаметр задней части ТБК увеличивается до 7000 м;

- создание новой системы вентиляции с вводом вентиляционного воздуха в переднюю часть ТБК с равномерным по сечению распределением вентиляционного воздуха;

- внедрение новой САУ ТП стенда, пульта управления и развитие информационно-измерительной системы.

Осуществление проекта такого масштаба в современных условиях возможно только по этапам, с привлечением средств заказчиков. В настоящее время создан новый пульт управления, совершенствуется АИИС.

3.1.3. Аэродинамический стенд Ц-22

Стенд Ц-22 является аэродинамической трубой с открытой рабочей частью. Он обеспечивает исследование авиационных силовых установок на режимах взлета-посадки ( до скорости набегающего потока V = 100 м/с), в том числе в условиях бокового обдува, условиях обледенения, водности. Потребность в модернизации стенда вызвана увеличением размерности современных ТРДД и новыми требованиями к многокомпонентному измерению моментов силы и вектора тяги.

Для испытания двигателей типа НК-93 требуется существенное увеличение площади сечения ядра потока воздуха в рабочей части стенда - не менее, чем до 10 м2. Исследования показали, что имеющихся в НИЦ ЦИАМ возможностей по подаче на стенд сжатого воздуха достаточно, чтобы организовать на периферии основного воздушного потока, выходящего из аэродинамической трубы, спутный поток. За счет уменьшения площади сечения зоны смешения основного потока удается увеличить до требуемых значений площадь сечения ядра потока Выполненный эскизный проект модернизации стенда содержит, помимо второго кошура аэродинамической трубы, разработку устройство верхней подвески двигателя с адаптером и 6-ти компонентными весами.

3.2. Экспериментальный комплекс для исследования ГПВРД

1 Для проведения экспериментальных исследований рабочих процессов ГПВРД и их элементов НИЦ ЦИАМ располагает несколькими стендами и установками, например, Ц-101, БМГ, где используются модели небольшого масштаба. Однако, поскольку разработки ГПВРД приблизились к этапу создания летных образцов, появилась необходимость в новом стенде для испытаниях крупномасштабных моделей. Такой стенд Ц-16 ВК, крупнейший в Европе, был введен в эксплуатацию в 1997 году. Стенд имеет уникальные характеристики, например, расход водорода достигает 0,5 кг/с, температура воздуха на входе - 2100К, область воспроизводимых на стенде параметров соответствует диапазону моделирования условий полета при числах М от 4 до 7 с ограничением по максимальному давлению, равному 100 бар. Диаметр выходного сечения сопла Ос постоянный, равен 500 мм. При расчетной величине загрузки

т

потока двигателем м = 0,25 ч- 0,3 с этим соплом обеспечиваются испытания осесимметричных или квадратных (плоских) моделей ГПВРД с размером по входу от 250 до 300 мм.

Экспериментальный объект устанавливается в рабочей

части ira тягоизмерительной платформе.

Торможение потока стендового сопла и выхлопной струи двигателя осуществляется в общем цилиндрическом стендовом диффузоре с диаметром Dr= 700мм, обеспечивающим запуск стенда с максимально возможной загрузкой рабочего потока двигателем.

Стенд использует развитую инфраструктуру экспериментального комплекса Ц16 и располагает, например, следующими ресурсами: воздух высокого давления ( давление 32 Мпа); газообразный кислород; жидкий кислород; газообразный водород; газообразный азот; жидкий азот; керосин. Планировка комплекса представлена на рис.24.

При разработке стенда проведены специальные исследовательские работы по взрывобезопасности, экологической безопасности, нестационарному тепловому состоянию основных элементов стенда, аэродинамики входной и выхлопной частей стенда. Создана современная система автоматизации стенда.

Таким образом, сочетание экспериментальных возможностей малых модельных гиперзвуковых стендов и нового стенда Ц-16 ВК обеспечивает рациональное проведение полного комплекса экспериментальной стендовой отработки силовых установок ГЛА.

3.3. Стенды для испытаний узлов ВРД

3.3.1. Универсальный стенд для испытаний патурных компрессоров (Ц-3)

Стенд предназначен для проведения научных исследований и доводочных испытаний натурных компрессоров любых схем (одно- и двухкошурных, одно- и двухвальных, в том числе и с биротативным вращением роторов) при имитации полетных условий с воспроизведением реальной неоднородности потока на входе. Схема рабочей части стенда показана на рис. 25.

Испытания, проводимые на стенде, позволяют определить:

- аэродинамические характеристики компрессора и его элементов в широком диапазоне изменения частоты вращения;

положение границы газодинамической устойчивости компрессора, в том числе и в условиях эксплуатационной неоднородности потока на входе;

- вибрационные и прочностные характеристики лопаточных венцов и корпуса компрессора в эксплуатационных условиях на установившихся и переходных режимах. Основные параметры стенда:

Давление на входе 5+300 кПа.

Температура на входе -50 + 250°С .

Расход воздуха физический 360 кг/с.

Максимальный наружный диаметр, испытываемого

компрессора 2,5 м.

Максимальная мощность, передаваемая на вал

компрессора 37 МВт.

Максимальная частота вращения 12000 об/мин.

На стенде внедрен многоканальный сбор и обработка измерительной информации в темпе эксперимента, а также автоматизированный контроль технологических параметров стенда. Разработана и внедрена уникальная система измерения затраченной работы и крутящего момента па двух соосно вращающихся валах. Система измерения крутящего момента включает в себя динамометры кручения по внутреннему и наружному валам, расположенные на торсионных упругих элементах, тензорезисторные мосты, устройство передачи телеметрической информации.

3.3.2. Стенды для испытаний камер сгорания (Ц 5-1, Ц 5-2, Ц 5-3)

Стенды предназначены для научно-исследовательских и доводочных испытаний камер сгорания ТРД, ТРДЦФ, ПВРД,

МГТД и стационарных газотурбииных установок.

Наличие уникального оборудования и разнообразных стендовых систем позволяет определять все необходимые характеристики камер сгорания в земных и высотных условиях.

Особенностью стендов является наличие систем:

чистого подогрева воздуха (на стенде Ц 5-2 до Тв=1100 К);

- подачи холодного и горячего топлива (Ттопл.= 200 . .. +500 К);

- подачи пара (для работы в условиях повышенной влажности воздуха);

- отбора и анализа проб газа с помощью быстродействующих газоанализаторов.

Схема рабочей части стенда Ц-5/2 показана на рис.26. Основные параметры стенда приведены в следующей таблице:

Параметры стендов Ц5-1 Ц5-2 Ц5-4

1 контур 2 котур

Расход воздуха вв, кг/с <200 <100 <60 < 10

Давление воздуха на входе Рв, кПа 20.. 900 20.. 800 20.. 2000 20.. 2000

Температура воздуха на входе Тв, К 220.. 950 220.. 620 250.. 1100 250.. 720

Давление газа на выходе Рг, кПа 5 ...100

Температура газа Тг,К <2300 <2300 <2300

АИИС стенда позволяет производить одновременное измерение 416 значений давлений, 192 температуры, 20 расходов топлива и имеет 96 каналов для управления в стационарном и переходном режимах.

Стенды группы Ц-5 постоянно совершенствуются и их технический уровень соответствует современным требованиям. Однако, эти стенды имеют существенное ограничение -максимальное давление воздуха Рк = 2 МПа. На ряде современных двигателей этот параметр уже достигает величин 2,5 ... 3,2 МПа, а в перспективе можно ожидать увеличение значений давления до Рк = 4 ... 5 МПа . Поскольку давление воздуха является существенным фактором, влияющим на эмиссионные характеристики процесса горения, существует необходимость иметь испытательный стенд с рабочим давлением воздуха до 5 МПа. В НИЦ ЦИАМ создан стенд Ц-16К для исследований малоразмерных камер сгорания или отсеков камер сгорания с рабочим давлением воздуха до 5 МПа и с расходом воздуха до 10 кг/с. При создании этого стенда использовались многие технологические системы стенда Ц-16ВК и инфраструктура комплекса стендов Ц-16. Это, в частности, позволяет исследовать на стенде Ц-16К камеры сгорания на различных видах горючего, в том числе, на природном газе, метане, что является немаловажным дополнением экспериментальных возможностей испытательного центра.

3.4. Стенд для исследования и доводки энергетических ГТУ

Для отработки и исследований ГТУ в НИЦ ЦИАМ на базе стенда Ц-17 создан экспериментальный комплекс, оснащенный дистанционным пультом управления, программно-техническим участком и автоматизированным рабочим местом (АРМ).

Испытательный комплекс включает в себя два испытательных бокса - с подведенными к ним технологическими системами, пультовую, вычислительный центр, центр обработки и анализа информации, помещение подготовки природного газа, компрессорную и др.

Центр обработки и анализа данных оснащен современной электронно-вычислительной техникой и позволяет получать информацию в темпе эксперимента, а после испытаний производить детальный анализ и обработку данных с

оформлением результатов в виде стандартного отчетного листа. Схема препарирования проточной части газотурбинного привода ГТУ приведена на рис.27.Испытательное оборудование позволяет проводить экспериментальные исследования отдельных узлов, агрегатов и газогенераторов, которые после отработки и отладки направляются для последующих испытаний в составе газотурбинных приводов.

На стендах созданы системы: подвода воздуха и азота, подвода природного газа и жидкого топлива, маслосистемы силовой турбины (СТ) и синхронного турбогенератора (СТГ), система водяного охлаждения и пароснабжения, система измерений и регистрации, система автоматического управления (САУ) демонстрационной ГТУ.

Воздух к объекту испытаний в первом боксе подается от агрегатов ВКС. Подогрев осуществляется в четырех кауперах или в огневом подогревателе. Температура регулируется путем подмешивания холодного воздуха. Воздух и азот для технологических нужд (продувка магистралей, технологических систем, охлаждение агрегатов, испытание редукторов и эжекторов) подводится от баллонных батарей. Стенд оснащен системой подвода природного газа и подвода жидких топлив (керосина и дизельного топлив).

Расход газа измеряется мерными диафрагмами в диапазоне 0,13-2,0 кг/с с погрешностью не более 1%.

Комплекс оборудован системой отбора и определения состава продуктов сгорания.

Таким образом, стенд Ц-17 позволяет осуществлять комплексную экспериментальную отработку ГТУ, в том числе:

- испытания с имитацией климатических условий и критических ситуаций;

- при загрузке свободной турбины мощностями от 2,5 до 24Мвт на режимах, характерных для работы с электросетью (полные и частичные сбросы нагрузки, плановые и аварийные остановы и т.д.);

- исследования технологических систем ГТУ(САУ, маслосистемы и т.д.);

- исследования теплового состояния блоков ГТУ.

Для выполнения этих задач все элементы ГТУ подробно препарируются.

3.5. Развитие технологических систем обеспечения стендов кондиционированным воздухом

Совершенствование основных рабочих характеристик высотных и специальных стендов базируется на подготовленной основе, - опережающем развитии технологических систем обеспечения кондиционированным воздухом и эвакуации выхлопных газов. Улучшение состава и характеристик агрегатов технологических систем также во многом определяют величину энергетических затрат на испытание.

Примером решения задач этого направления является реконструкция холодильной осушительной станции ( ХОС), схема которой приведена на рис. 28. ХОС является агрегатом нового поколения. Высокую экономичность установки обеспечивает использование парокомпрессионного холодильного цикла с двухступенчатым сжатием и дросселированием с полным промежуточным охлаждением на Фреоне 22, использующемся в качестве холодильного агента Применение комбинированного регулирования производительности турбокомпрессора позволяет в широком диапазоне изменять хладопроизводительность ((^о =0-12 Мвт) установки.

Другим примером развития технологического оборудования может служить создание турбохолодильного агрегата (ТХА). На рис. 29.а приведена схема ТХА, позволившая реализовать энергосберегающую технологию проведения эксперимента и существенно снизить время проведения испытания. Особенностью нового агрегата является развитая механизация компрессора и турбины, а также усовершенствованная система автоматического регулирования.

Использование различных вариантов гибкой технологической системы агрегата позволяет подавать на стенд воздух с температурой от 243 К ( Рв= 270 кПа) до 470 К ( Рв=300 кПа) (рис.29.б).

Применение ТХА позволяет обеспечить высокие температуры воздуха без использования дорогостоящих станций его подогрева. Это позволило выполнять на стендах большой объем испытаний при существенном повышении экономичности высотной установки.

Для повышения экономичности агрегата предусмотрено:

применение осевого компрессора, КПД которого существенно выше КПД центробежного компрессора, действующего агрегата 1А;

применение компрессора с поворотными статорными лопатками у всех ступеней, позволяющее обеспечить экономичное регулирование производительности в диапазоне 100-60%;

применение осевой турбины с поворотными лопатками соплового аппарата, позволяющими более экономично, по сравнению с парциальной турбиной агрегата 1А, регулировать производительность в пределах 100-20%.

автоматическое регулирование производительности компрессора и турбины путем поворота статорных лопаток осуществляется, в зависимости от заданного давления на выходе компрессора и турбины.

Внедрение агрегатов нового поколения ХОС и ТХА позволило провести испытание современного ТРДД ПС-90А с имитацией условий крейсерского полета.

3.6. Средства автоматизация испытаний

Одной из основных особенностей современного испытательного стенда является необходимость обеспечить все виды испытаний при доводке полноразмерных двигателей IV и V поколений в условиях имитации реальных условий эксплуатации. Такие испытания характеризуются большим числом (до 1000) и номенклатурой (более десятка) измеряемых параметров, изменяющихся в широком частотном диапазоне (от 1 до 20000Гц). Для эффективного проведения испытаний испытатель должен иметь возможность вызвать на монитор любое сочетание контролируемых параметров, как самого двигателя, так и

технологических систем стенда. Кроме того, в последние годы к функциям АСИ добавилась необходимость сопровождать испытания математической моделью исследуемого двигателя, позволяющей более целенаправленно вести эксперимент.

Современная автоматизированная система испытаний (АСИ), выполняющая эти функции, - сложный человеко-машинный комплекс, состоящий из совокупности разнообразных технических средств, математического и программного обеспечения, дополненных организационно-методическим обеспечением, определяющим режимы эксплуатации АСИ и действия обслуживающего персонала.

Сравнивая современные требования к системе автоматизации испытаний авиационных двигателей IV и V поколений на высотных стендах с характеристиками действовавшей АСИ в НИЦ ЦИАМ в начале 90-х годов, можно отметить целый ряд ее существенных недостатков.

Недостаточная точность измерений и их низкая производительность. Измерения могли производиться только в «контрольных точках» на установившихся и на переходных режимах. Это приводило к невозможности непрерывного контроля процесса испытания, что резко снижает информативность испытаний и не позволяет проводить исследования в процессе испытания.

Практически отсутствовала возможность анализировать в процессе ведения испытаний такие явления, как вибрации деталей и узлов, их деформации, пульсации давления и другие быстропеременные процессы.

Отсутствие системы автоматического управления технологическими параметрами стенда не позволяло обеспечить испытания на квазистационарных режимах и, особенно, на режимах испытания двигателя по трассе применения летательного аппарата, которые являются основными режимами испытания современных авиадвигателей военного применения.

В процессе испытания в каждом такте измерения система обработки должна обеспечить преобразование измеренных значений в физические единицы с одновременной отбраковкой

ошибок измерений и вычислите основных параметров испытуемого двигателя для экспресс-оценки его состояния и характеристик. При чем, измеренные и расчетные параметры, отображающие состояние стендовых систем и испытуемого двигателя, должны отображаться на экранах мониторов в виде удобном для контроля и ведения испытания, например, в виде мнемосхем, гистограмм, шкал приборов, графиков, таблиц и т.п.

Серьезной проблемой при создании системы испытаний двигателей Научного исследовательского центра авиационной промышленности страны была необходимость учитывать, что такая система должна обладать большой мобильностью и гибкостью, позволяющей настраивать ее на испытания самых разных типов двигателей, с различной номенклатурой, диапазонами и количеством измеряемых параметров и методов обработки.

И, наконец, АСИ как любая измерительная система должна иметь набор аппаратно-программных средств, в том числе образцовых средств измерений, для проведения поверок и метрологической аттестации своих измерительных каналов.

Одной из важнейших характеристик АСИ является качество ее измерительной системы. Сложность физических процессов, происходящих в авиационном двигателе, обуславливает необходимость измерения широкой номенклатурой параметров. При этом диапазон измерения многих параметров может достигать отношения 100:1. Последнее условие накладывает серьезные требования к точности преобразования сигналов.

Наряду с высокой точностью измерительные каналы должны иметь достаточное быстродействие: порядка 10 Гц на установившихся и переходных режимах работы двигателя и от 1000 до 20000 Гц для измерения быстропеременных процессов.

При разработке измерительных каналов необходимо учитывать наличие на стендах источников мощных электромагнитных излучении. По этому для обеспечения помехоустойчивости каналов необходимо иметь как устройства подавления помех общего вида, так и фильтры с частотой среза ~ 15... 20 Гц для измерений на установившихся режимах.

В соответствии с решаемыми функциональными задачами при высотных испытаниях двигателей но

разработанным методикам были реализованы три основные направления автоматизированной системы испытаний (АСИ):

1. Автоматизированная информационно-измерительная система (АИИС), предназначенная для сбора, обработки, регистрации и отображения параметров стенда и испытуемого а/двигателя на установившихся и переходных режимах. Она имеет большое количество измерительных каналов (до 1000) различной номенклатуры, сравнительно небольшой скорости опроса (до 50 Гц/кан) и средства вычислительной техники большой производительности для обеспечения обработки в темпе испытания и регистрации больших объемов информации;

2. Система измерения, регистрации и обработки динамических параметров быстропеременных процессов (БПП), предназначенная для регистрации и определения в реальном времени (а также после окончания испытаний) прочностных характеристик а/двигателей по измеренным

3. значениям вибраций, пульсаций давлений, деформаций, измеренных в различных узлах испытуемого двигателя. Эта система имеет небольшое количество измерительных каналов (до 64), с высокой скоростью опроса до 20000 Гц/кан и производительные вычислительные средства для контроля и анализа прочностных характеристик в реальном времени;

4. Система управления и регулирования, предназначенная для поддержания и управления технологическими параметрами стенда и режимом работы а/двигателя. Эта система имеет небольшое количество измерительных и управляющих аналоговых каншюв (до 40), но большое количество дискретных сигналов ввода/вывода (до 200). Для увеличения надежности этой системы, отвечающей за сохранность двигателя при испытаниях, она задублирована;

Работу всех перечисленных систем обеспечивает измерительная подсистема, имеющая в своем составе всю номенклатуру первичных преобразователей (датчиков) и набор

образцовых средств для проведения метрологических аттестаций и поверок всех измерительных каналов и метрологической аттестации.

На рис.30 показана схема развития измерительных систем на стендах НИЦ ЦИАМ за период с 1990г. по 2000г. Основная и важнейшая цель этого развития заключается в существенном повышении информативности стендовых испытаниях АД и их узлов.

Эта цель достигается путем проведения следующих мероприятий:

увеличения числа каналов измерительных систем, снижения погрешностей измерения параметров АД, увеличения быстродействия измерительных систем. Из рис.30 видно, что за последние 10 лет достигнуты значительные результаты по всем 3-м составляющим, при этом улучшение параметров характеризуется кратностью от 2-х до 10 раз.

Известно, что суммарное количество информации, получаемое измерительной системой за 1 секунду, составляет:

8=(1од2/и>Ы-Р, (3.1)

т = \!8ик (3.2)

где И - частота опроса на канал, N - число каналов АИИС,

8ИК - погрешность измерительного канала (ИК), отнесенная к верхнему

пределу шкалы.

Из формул (3.1), (3.2) и рис. 1 следует, что количество информации, получаемое при испытании АД и их узлов на стендах ЦИАМ за 1 секунду, выросло за упомянутый период почти в 50 раз.

В процессе реализации поставленной цели по всем видам измерений был создан целый ряд измерительных подсистем, показанных также на рис.30. Так, например, подсистема измерения давлений на 350 каналов, установленная на стенде

Ц4-Н НИЦ ЦИАМ, аттестована с погрешностью ±0.2%ВП, что соответствует уровню современных зарубежных стендов.

Для исследования тонких физических процессов в АД используются новые (бесконтактные) методы и средства измерений, основанные на сочетании электронно-оптических средств и мощной вычислительной техники.

Так при испытании камер сгорания широко применяются тепловизионные методы и средства измерения полей температур, а при исследования процесса распыления топлива используются лазерные методы измерений.

Развитие методов и средств измерений параметров АД и их узлов на переходных режимах является актуальной и достаточно сложной

задачей. Основная тяжесть работы связана с разработкой математической модели (ММ) ИК, представляющей собой дифференциальное уравнение, связывающее входной и выходной сигналы ИК. В качестве ММ всех ИК (кроме канала измерения силы) использовались неоднородные дифференциальные уравнения 1-го порядка с непостоянными коэффициентами. Для ИК силы применялось неоднородное дифференциальное уравнение 2-го порядка с постоянными коэффициентами.

Алгоритм восстановления для первой группы ИК имеет

вид:

х* =У + Т(х,у)-^- , (3..3)

с//

где у - сглаженное значение Ук,

к- номер элемента массива выходного сигнала ИК,

т(х, у) -функция, определяемая в процессе калибровки ИК на

переходном режиме.

Для ИК силы с целью уменьшения динамической погрешности выбрана коррекция выходного сигнала при помощи цифрового фильтра (ЦФ) 2-го порядка:

где: а0,рх, Р2 -коэффициенты ЦФ получаемые на основании

калибровки ИК на переходном режиме.

С целью проведения калибровки ИК на переходном режиме были разработаны установки воспроизведения эталонных (тестовых) сигналов, изменяющихся соответствующим образом во времени.

Также были разработаны методики выполнения измерений (МВИ) основных параметров АД на переходных режимах.

В результате развития измерительных систем для работы на переходных режимах динамическая погрешность была уменьшена от 2-х до 10-ти раз.

Основные задачи и направления развития метрологического обеспечения при стендовых испытаниях АД и их узлов показаны на рис.31.

Обеспечение единства измерений регламентируется законом РФ, в том числе и при производстве и испытаниях АД. Это требует выполнения измерений с гарантированными пределами погрешностей, значения которых представлены в отраслевом стандарте ОСТ1 01021-93.

Одной из основных задач метрологического обеспечения является разработка НТД - в частности МВИ. В ЦИАМ разработаны и аттестованы МВИ на все измеряемые параметры

АД.

Эталонная база ЦИАМ является тем фундаментом, на котором базируются требуемая точность измерений. Задача совершенствования эталонной базы заключается как в приобретении более совершенных эталонных средств, так и при необходимости создании своими силами ряда установок.

Так, например, для проведения поверок турбинных датчиков расхода в ЦИАМ была создан ряд эталонных трубопоршневых установок, которые были аттестованы в органах ГОССТАНДАРТА с пределом погрешности ±0.15% .

Достаточный уровень развития метрологического обеспечения в ЦИАМ был подтвержден аккредитацией метрологической службы на право поверки средств измерения не только собственных, но и отраслевых. Тем самым был подтвержден ее статус как Головной метрологической службы отрасли в области измерений параметров АД.

Развитие электронных технологий и

микропроцессорной техники позволило создавать «интеллектуальные» подсистемы измерений, сбора, обработки и отображения, каждая из которых управляется своим микропроцессорным контроллером или персональным компьютером, связанные между собой типовым сетевым интерфейсом. Это позволило, в свою очередь, совместить операции сбора, обработки и отображения и создать так называемые распределенные системы.

В качестве примера распределения функций АСИ на рис.32 приведена структурная схема автоматизации испытаний, созданная на высотном стенде Ц-4Н.

Функции управления и регулирования параметров на входе и выходе из термобарокамеры (ТБК) выполняет персональный компьютер РС1, который дублируется вторым компьютером РС2 для увеличения надежности работы. При этом управление может вестись как в автоматическом режиме, так и по командам с пульта технолога, расположенного в пультовой стенда. Результаты работы САУ и САР отображаются на мониторе в виде мнемосхемы контура регулирования или отображения изменения параметров по времени в графическом виде.

При таких видах испытаний, где требуется полетных условий (для которых был создан этот стенд) в том числе испытания на переходных режимах управлять

технологическими параметрами возможно только в автоматическом режиме. Параметры управления и регулирования определяются по математической модели стенда совместно с испытуемым объектом, функционирующей в PCI (РС2). Кроме того, в PCI (РС2) функционирует программа контроля работы системы и обеспечения «безударного» перехода с одного компьютера на другой, а также программа контроля и защиты испытуемого объекта в случае возникновения аварийных ситуаций в системе CAP.

На несколько устройств связи с объектом (УСО 1, 3, 4) под управлением компьютеров (PC 3,4, 5) распределены также

функции сбора измерительной информации. Причем аппаратно-программные средства системы выполнены так, что позволяют подключать к локальной сети УСО различных видов типовым способом. Это является важным преимуществом, так как позволяет достаточно просто подключать дополнительные УСО для увеличения количества измерительных каналов или включать новые УСО с более высокими техническими характеристиками.

Получаемая информация в каждом такте измерения проходит экспресс-обработку на своем компьютере и регистрируется на файл-сервере.

Автоматизированное рабочее место экспериментатора (АРМЭ) служит для отображения результатов измеренных и расчетных параметров в виде мнемосхем, гистограмм, шкальных приборов, цифрового значения параметра, графиков вида Р=Г(т) и Р1=Г(Р2). Пакет программ АРМЭ обеспечивает настройку экранных картинок с различными параметрами и видами отображения и установкой предаварийных и аварийных установок для допускового контроля.

Автоматизированное рабочее место исследователя (АРМИ) позволяет контролировать состояние испытуемого двигателя, сопоставляя измеренные и рассчитанные но математической модели параметры двигателя в темпе испытаний. Кроме того, обращаясь к базе данных, экспериментатор может сравнить результаты текущего эксперимента с результатами, полученными в предыдущих испытаниях.

В зависимости от сложности и вида проводимых испытаний может быть подключено до 16 рабочих мест, выполняющих различные функции.

Программное обеспечение автоматизированной системы испытаний является совокупностью программ, обеспечивающих ее целевое функционирование. Оно подразделяется на общее и специальное программное обеспечение (СПО). Общее программное обеспечение предназначено для разработки, отладки и организации функционирования СПО и состоит из операционной системы и различных языков программирования.

Разработанное специальное программное обеспечение представляет собой совокупность программ, реализующих алгоритмы подготовки и проведения испытаний. Оно состоит из

двух взаимосвязанных программных комплексов: пакета программ параметрической настройки и генерации функций АСИ и пакета программ управления процессом испытания. Структура СПО отражает идеологию построения программного обеспечения АСИ с учетом предъявленных к нему требований. 1 В соответствии с принятой идеологией построения АСИ как распределенной системы с выделенным файл-сервером программный комплекс СПО создан в виде отдельных функциональных модулей, взаимосвязанных между собой под управлением программы "Диспетчер". Структура СПО представлена на рис. 32а.

По типу организации СПО разработано как локальная сеть с централизованным управлением: диск центрального компьютера (файл-сервера) доступен всем рабочим местам в режиме разделения времени и ресурсов. Пользователи имеют полный доступ только к специально выделенным каталогом системного тома, стартовым файлом и данным почты. Каталог с системными утилитами доступен только для чтения и просмотра содержимого.

Все режимы СПО функционируют независимо и последовательно. Их взаимодействие обеспечивается через информационный фонд, в котором содержатся сведения об аппаратных средствах подсистемы сбора, идентификаторах измеряемых параметров, градуировочных зависимостях и т.п. Общение оператора с системой осуществляется в режиме диалога с использованием наиболее простых и эффективных средств: справочного меню и режима «вопрос-ответ». При этом время реакции системы не превышает нескольких секунд, что обеспечивает естественность взаимодействия.

Алгоритм функционирования СПО подсистемы сбора следующий. Программа «Настройка» позволяет с помощью функциональных клавиш выбрать нужный режим функционирования АСИ, в диалоговом режиме описать состав измерительных каналов, идентификаторы параметров, программы обработки. После этого выбрать режим градуировки измерительных каналов и произвести градуировку. После

градуировки или перед испытанием в режиме контрольных нагрузок проверить работоспособность измерительных каналов. Затем в «Подготовительном» режиме указать номера измерительных каналов, скорость их опроса, выбрать программу обработки. Все указанные в подготовительном режиме данные записываются в информационный фонд, после чего подсистема сбора настроена и подготовлена к испытанию.

Программа «Настройка» позволяет запомнить на магнитном диске каждый созданный информационный фонд для использования его в дальнейшем. Это дает возможность при повторном испытании двигателя не воздавать новый фонд, а использовать готовый.

Таким образом, разработанное СПО позволяет путем параметризации ядра производить настройку подсистемы сбора на различные виды испытаний без создания новых программных модулей.

По такому же принципу построены и СПО других подсистем, входящих в АСИ. СПО автоматизированного рабочего места экспресс обработки результатов испытаний (АРМО) представляет собой оболочку, функционирующую циклически в темпе эксперимента с заданной частотой. На каждом цикле программа опрашивает клавиатуру и распознает команду регистрации данных измерений на режимах «Установившийся», «Трасса» и «Помпаж». Затем она переводит полученные из измерительной системы коды давлений и температур в физические величины. Далее производится выбор достоверных значений многодиапазонных датчиков давлений, осреднение с отбраковкой по группам каналов, предварительная обработка нестандартных каналов и, наконец, вторичная экспресс-обработка. Для непрерывного отображения (слежения) формируется буферный файл результатов обработки.

СПО автоматизированного рабочего места исследователя (АРМИ) позволяет на этапе подготовки задать константы в программы вторичной обработки, ввести таблицы препарировки и массивы полей и номеров групп параметров для протоколирования.

Полная обработка данных испытаний производится по выбранному номеру режима и времени внутри режима.

Исследователь может накапливать файлы результатов обработки и копировать их из области текущих испытаний в каталог, соответствующий объекту испытаний.

Алгоритм подготовки и проведения испытаний с использованием АСИ сводится к следующим операциям.

При подготовке к испытанию производится формирование информационного фонда, градуировка измерительных каналов, их проверка на контрольных нагрузках и настройка системы сбора на данный вид испытания. Проверяется связь системы сбора с файл-сервером, проводится настройка оперативных рабочих мест и рабочего места исследователя, проверяется их связь с файл-сервером.

Перед началом испытания оператор запускает рабочую программу, которая обеспечивает сканирование датчиков и отображение параметров на мониторах рабочих мест с типовой тактовой частотой 2 Гц (допустимо настроить тактовую частоту в пределах до 8 Гц). При этом регистрация не ведется, но работает круговой файл, что позволяет при необходимости по команде экспериментатора регистрировать отдельные фрагменты процесса счетом «назад» по времени. Этот режим работы АИИС используется для поверки и настройки технологических систем стенда перед запуском испытуемого двигателя.

В процессе испытания по команде с клавиатуры или по внешней команде включается непрерывная запись измеренных параметров и результатов экспресс-обработки на файл-сервер и происходит их отображение экранах мониторов. При этом, используя круговой файл, можно формировать «контрольные точки» на установившихся режимах как обработку среднего значения параметров по заданному количеству циклов, предшествующих команде «Замер».

Перед началом переходного режима с клавиатуры или по внешней команде включается регистрация параметров переходного режима. Регистрация переходного режима может быть закончена либо по команде с клавиатуры, либо по заданному времени. Зарегистрированная информация переходного режима после его окончания передается для

регистрации на файл-сервер и может быть подробно изучена исследователем на АРМИ. Кроме того, Параметры переходного режима непрерывно в цифровом виде регистрируются на магнитную ленту. Поэтому после испытания можно просмотреть и обработать любой фрагмент испытания.

Кроме того, во время переходного режима система сбора продолжает сканирование и регистрацию всех параметров с частотой 2 Гц.

После окончания испытания проводится полная обработка результатов измерений на рабочем месте исследователя или на любом другом компьютере, подключенном к сети. Обработка может вестись либо по зафиксированным контрольным точкам, либо путем постраничного просмотра данных и выбором нужных фрагментов для обработки.

Созданы программные средства, позволяющие воспроизводить процесс испытания и сравнивать в графическом виде результаты текущей обработки с предварительно заданными расчетными характеристиками испытуемого АД.

Результаты обработки документируются в виде протоколов и графиков, выполненных в заранее определегаюм формате.

4. ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ

ХАРАКТЕРИСТИК ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ СТЕНДОВ

Возможность использования методик исследования, изложенных во 2-й главе, в большой степени зависит от аэродинамического совершенства стендов, от нахождения приемов и решений, обеспечивающих воспроизведение на стенде реальных условий эксплуатации.

Это обстоятельство заставило исследовать аэродинамические характеристики основных элементов стендов, совершенствовать их конструкцию с целью получения необходимого качества стенда. Необходимость такой работы определяется также желанием исключить ошибки при проектировании крайне дорогого испытательного оборудования.

В работе приведен пример методического подхода к проектированию наземного стенда для испытаний крупных ТРДД ГА. При проектировании использовалось комплексное сочетание расчетных и модельных исследований. На рис. 33 показана модель наземного стенда с имитацией всех аэродинамических элементов стенда.

При, этом использовались методы математического и физического моделирования с использованием аэродинамической модели газотурбинного двигателя. Проведенные модельные исследования позволили получить характеристики отдельных элементов и стенда в целом и определить оптимальную компоновку проточной части стенда совместно с двигателем. Результатом такой работы является достижение аэродинамического совершенства наземного стенда, изменения конструкции элементов стенда и их геометрических размеров.

Реализация такой методики позволила получить необходимое качество стендов и сберечь большие средства при их строительстве.

При испытаниях двигателя необходимо на его вход

« *

подать воздух с параметрами Р вх и Т ЕХ, соответствующими данной высоте и числу Маха полета. Кроме того, в барокамере, где размещается двигатель, требуется создать заданное давление. Испытания могут проводиться на установившихся режимах, а также на переменных и переходных режимах. При этом обычно изменяются по времени расход воздуха через двигатель, давление и температура воздуха.

Параметры воздуха и режимы испытаний могут изменяться в широких пределах, и аэродинамические элементы высотного стенда должны удовлетворять всем этим требованиям.

Для удобства анализа тракт высотного стенда условно разбивается на входную и выходную части. Входная часть, обеспечивающая подачу воздуха к двигателю, включает в себя пылезащитное устройство, регулирующие органы, смеситель, ресивер, входной коллектор или сопло с плавным контуром. Выходная часть, содержит барокамеру, выхлопной диффузор, холодильник газа, выходной дроссель и систему поддержания

давления в барокамере при переходных режимах двигателя.

Возможность качественно проводить испытания в значительной степени зависит от аэродинамических характеристик перечисленных элементов.

Основные проблемы аэродинамики, возникающие при создании или реконструкции высотных стендов, поясняются на рис.34. Это проблемы улучшения качества ресиверов, обеспечения равномерного температурного поля и поля скорости перед двигателем, эффективного использования выхлопных диффузоров, исключения влияния стенок ТБК, регулирования давления в ТБК на переходных режимах двигателя.

4.1 .Аэродинамические качества ресиверов

Ресивер высотного стенда вместе с переходным участком к присоединенному трубопроводу должны удовлетворять следующим основным требованиям:

-обеспечивать на входе в двигатель равномерное поле скоростей и температур с малыми пульсациями давления; -формировать достаточно тонкий тепловой пристенный слой на переходных режимах работы двигателя, когда температура воздуха на входе в двигатель может отличаться от температуры стенок ресивера и переходника;

-допускать при смене типоразмера двигателя простую замену переходника от ресивера к присоединенному трубопроводу.

В практике испытаний двигателей на высотных стендах в качестве переходного элемента от ресивера к присоединенному трубопроводу используется входной коллектор, выполненный по лемнискате или близкой к ней плавной кривой. Такой коллектор легко может быть демонтирован и заменен другим. При этом проточная часть ресивера останется без изменений. Однако с увеличением размера двигателя, т.е. с увеличением относительного диаметра сЗ/Е>, возникают проблемы, связанные с отрывным течением в циркуляционной зоне перед входным коллектором. На начальном участке из-за смешения с циркуляционным потоком происходит потеря давления в основном потоке, в результате чего возрастает толщина диссипативного слоя в присоединенном воздухопроводе( рис.35).

Как показали экспериментальные исследования, с увеличением d/D толщина диссипативного слоя возрастает. Толщина диссипативного слоя 50 соответствует забору воздуха

во входной коллектор из неограниченного пространства, а 8) -толщина диссипативного слоя при некотором значении d/D. Если ограничить величину d/D значениями d/D=0,2-Я),25, то для стенда Ц-4Н с диаметром ресивера D=2900 мм наибольший размер d присоединенного трубопровода составит »700 мм для обеспечения условия 8i/80 = 1,25.

С увеличением d/D возрастают пульсации давления в пристеночной области, и сама пристеночная область с неустойчивым течением расширяется.

Следовательно, при d/D>0,2+0,3 переход от ресивера к присоединенному трубопроводу следует выполнять аэродинамическим соплом, как это делается в аэродинамических трубах. Как показали современные методы расчета двумерных течений, сопло Витошинского в этом случае не является наилучшим, т.к. в нем в начальном участке создаются условия для отрыва потока. Контур безотрывного сопла для стенда Ц-4Н определялся из следующих соотношений:

Л

г = гг + а-

ь.

71

Л

-sin

д.

\Xi J

для 0 < X < Xj,

X? „ X; , ч 0/-Х;/ ч 0f/-X¡)2 . Гх-х: г = г, -а—-га—(x-xj + p--(x-x¡)-p--—sin ---

71 л 7t я v-Xi

для x¡ < х < /.

Константы а и р определяются из соотношений

где: X] - координаты точки перегиба контура сопла, которую можно принимать в диапазоне х// = 0,3+0,35;

/ -длина сопла;

Г1 и Г2 - радиусы ресивера и присоединенного трубопровода.

Наименьшая длина / = безотрывных сопел зависит от

конфузорности сопла ш= ^ЛчрСВД)2 (рис. 36 ).

Для испытаний двигателей ГА большой размерности потребовалась модернизация стенда Ц-1А, на котором соединение входного ресивера с барокамерой осуществлялось при относительном диаметре <Ю=0.69. В связи с этим была разработана схема для реконструкции ресивера. Диаметр трубопровода подвода воздуха к ресиверу первоначально остается неизменным. В дальнейшем возможно увеличение площади подводящих трубопроводов для обеспечения испытания двухконтурных двигателей на земном режиме с забором воздуха го атмосферы. Внутри ресивера предполагается установить «хонейкомб» длиной 1600 мм с выравнивающей сеткой. На расстоянии 3000-мм от первой сетки устанавливается вторая сетка с коэффициентом гидравлического сопротивления £,=2,0.

Переход от ресивера к присоединенному трубопроводу будет выполняться безотрывным аэродинамическим соплом с диаметром выходного сечения до 3500 мм.

Для получения аэродинамических характеристик ресивера стенда Ц-1А с аэродинамическим соплом была создана модельная установка в масштабе 1:46 (рис.37).

Испытания показали:

- неравномерность поля скоростей при испытании двигателя ПС-90 составит ±0,2 %, при испытании двигателя НК-93- ±1,4 %;

- статическое давление в выходном сечении сопел практически равномерное по сечению; неравномерность статического давления не превышает величины ±0,4 %;

- в выходном сечении сопел относительный диаметр ядра составляет 98 %, т.е. сопла имеют тонкий пограничный слой.

Таким образом, реконструкция проточной части входных элементов стенда Ц-1А существешю повысила качество потока на входе в двигатель.

4.2. Характеристики выхлопной системы

Течение в барокамере и технологические характеристики выхлопного диффузора зависят от параметров реактивного сопла двигателя с другой стороны, барокамера и выхлопной диффузор могут воздействовать на распределение давления в окрестности реактивного сопла и тем самым влиять на усилие от тяги двигателя. В связи этим, необходимо рассматривать систему «барокамера - реактивное сопло - выхлопной диффузор» во взаимосвязи отдельных ее элементов.

Важным является вопрос об имитации давления в барокамере. На докритических режимах работы реактивного сопла давление РТБК в барокамере, в окрестностях реактивного сопла должно быть равно высотному давлению (Р-щс^Рн)-

При критических режимах работы суживающегося реактивного сопла, как правило, выдерживается равенство Ртбк=Рн, при этом в отдельных случаях допускается неравенство Ртб^Рн, но такое, чтобы внутреннее течение в сопле не зависело от внешнего давления РтбкВ барокамере.

Для сверхзвукового реактивного сопла, как показали исследования, давление в барокамере должно быть равно или меньше статического давления в выходном сечении сопла, т.е. должен быть обеспечен расчетный режим истечения из сверхзвукового сопла или режим с недорасширением потока в сопле.

Параметры течения в барокамере, вызванного совместной работой реактивного сопла и выхлопного диффузора детально были исследованы на моделях. Исследована картина течения и характеристики пульсации давления в барокамере при работе с одноконтурными и двухконтурными соплами. Были изучены модели различных барокамер и выхлопных диффузоров совместно с различными моделями реактивных сопел.

Было установлено, что при неизменных диаметрах диффузора Бд и барокамеры Ок в зависимости от диаметра <1С выходного сечения реактивного сопла будут изменяться

относительные величины р

1 2 2

р* = — и Е, = л ?

ю Д 10

влияющие на

течение в барокамере. Важным геометрическим параметром является также относительное расстояние г _ К от среза

реактивного сопла до входного сечения диффузора.

Основными газодинамическими параметрами являются

Пл/Э ;гдеп = '>0 = Туг '

где: Ок, Ос - расходы соответственно вентиляционного воздуха и

выхлопных газов через двигатель; * * •

Р ос, Рк, Т к, Т с - давления и температуры вентиляционного воздуха и выхлопных газов.

Исследования показали, что картина течения," в

барокамере в значительной степени зависит от расстояния 1С.

Установлено, что при малых 1С (рис. 38а) наблюдается

интенсивное возвратное течение из выхлопного диффузора массы воздуха, эжектируемой реактивной струей. Эта масса воздуха вновь эжектируется струей, т.е. возникает первичный вихрь. К внешней границе первичного вихря присоединяется масса воздуха барокамеры, которая создает вторичный вихрь.

С увеличением 1С картина течения изменяется. При

некотором значении 1С не весь струйный слой смешения

улавливается выхлопными диффузорами. Часть слоя смешения входит внутрь выхлопного диффузора и потом возвращается назад, а часть слоя смешения втекает непосредственно в барокамеру, взаимодействуя с возвратной частью слоя смешения (рис. 38 б). Вблизи входа выхлопного диффузора слой смешения может иметь направление движения, перпендикулярное оси барокамеры. У заднего торца барокамеры возникает еще один вихрь.

При большом значении 1С в выхлопной диффузор может поступать только первоначальная масса газа, а вся

присоединившаяся масса газа движется в сторону задней стенки барокамеры, обтекая выхлопной диффузор (рис. 38 в). Так возникает в барокамере вихрь, направление движения которого

противоположно направлению при малых 1С.

Таким образом, эксперименты показали сложный характер течения в барокамере, зависящей от многих факторов. От реализации той или иной схемы течения зависит распределение и уровень пульсации давления в барокамере. При

/с, соответствующих схеме рис. 38а, пульсации давления не

превышают 0,4 %, а при 1С, соответствующих схемам рис. 386 и

38в, пульсации давления увеличиваются в 2-3 раза. Следовательно, наиболее благоприятными расстояниями являются такие, при которых реактивная струя со слоем смешения входит внутрь выхлопного диффузора. На основе

экспериментальных исследований предельное значение 1С, при котором реализуется схема течения рис. 38 а, можно определить из соотношения /с пр = —

Но как показали исследования, имеется некоторое наименьшее значение 1С, при котором выхлопной диффузор не оказывает влияния на внутреннее течение в реактивном сопле и на распределение давления по его наружной поверхности. Чтобы избежать этого влияния достаточно срез реактивного сопла

располагать на расстоянии 1С =0,5+0,7. Распределение давления вдоль барокамеры в основном зависит от относительной площади барокамеры Рк. Неравномерность давления вдоль стенки

Р — Р —

барокамеры др _ г»ть в зависимости от величины Бк

к Р "

гх0

показана на рис. 39, из которого следует, что давление вдоль стенки барокамеры будет практически постоянно для широкого

диапазона изменения режима работы двигателя, если FK >15+20.

В связи с тем, что от выбора выхлопного диффузора зависит возможность испытаний крупных двигателей, исследовались характеристики выхлопных диффузоров для различных типов двигателей. Эксперименты показали, что, если для двухконтурных двигателей с раздельными соплами в качестве геометрического параметра Бд принимать отношение

р _ ^д то характеристики диффузоров с двухконтурным и Л Fcl+Fc2

одноконтурным соплами совпадают. Здесь Fcl и Fc2 - площади выходных сечений сопел внутреннего и наружного контуров двигателя, Бд - площадь цилиндрического канала диффузора.

Было показано, что длину цилиндрической части выхлопного диффузора следует принимать |~_L/ = 3^4, а

/

степень увеличения площади выходного конического участка V = = 2 + 2,2-

Двухконтурные двигатели имеют небольшие значения жс, поэтому выхлопные диффузоры в большинстве случаев работают на докришческих режимах. Экспериментально установлено, что зависимость степени повышения давления диффузора от п с2 в наружном контуре ТРДД, s = f(7t С2) в основном определяется величиной (рис. 40а). Эксперименты

показали, что при Е^ = const характеристики диффузоров с

одноконтурным и двухконгурным соплами практически совпадают.

На рис.406 приведены степени повышения давления 8 в выхлопном диффузоре, работающем совместно с ТРД при Мс = 1,0. Как следует из этого рисунка, величина £ равна 2,5 - 3 при Пл/©~ 0,7 - 0,09, т.е. выхлопной диффузор существенно повышает возможности высотного стенда.

Обобщение критических режимов различных диффузоров, работающих со звуковыми и сверхзвуковыми соплами, дали интересный результат. Оказалось, что при п=0

абсолютная величина тгскр в различных диффузорах различная и может отличаться в несколько раз, но отношение величины лскр при некотором значении п и лскр при п=0 для всех диффузоров практически одинакова в зависимости от коэффициента эжекции Пл/@ (рис. 41). Как видим, получена универсальная зависимость, позволяющая определить значения тсСкР для области малых коэффициентов эжекции.

Анализ характеристик выхлопных диффузоров выявил

такой интересный факт. Если сравнивать характеристики для

Мо=1 и Мс>1 при одинаковой относительной площади F/ ,

/F

/ скр

то относительное давление (Р*ос/Рвых)кр при F=const практически не изменяется с изменением числа Мс. Однако при одинаковых F у выхлопного диффузора с Мс>1 величина 7ГС кр и smax несколько больше, чем у диффузора с Мс=1,0.

Для двигателей с большой степенью двухконтурности и большой тягой (типа двигателей «Trent», НК-93) чрезвычайно сложно создать барокамеры с относительной площадью

Fк - 15...20. Барокамеры высотных стендов НИЦ ЦИАМ для

подобных двигателей могут иметь относительную площадь F к =3,5 ...5. В связи с этим необходимо было изучить влияние барокамеры и выхлопного устройства на характеристики двухконтурного реактивного сопла. Для этого была создана модельная установка и модель реактивного сопла, которая имитировала реактивное сопло двигателя НК-93 со степенью двухконтурности равной 16. Схема модельной установки показана на рис. 37. В модельной установке был использован диффузор с перфорированным газосборником оптимальной конфигурации.

Исследования показали, что при Fк = 5 с диффузором оптимальной конфигурации коэффициенты расходов внутреннего контура и наружного контура для эталонных условий испытаний и при испытаниях с барокамерой практически совпадают между собой.

Показано, что барокамера с выхлопным диффузором не влияет также и на распределение давления по мотогондоле и по обтеканию внутреннего контура в исследованном диапазоне тгс = 1,2. ..1,7. Измерения проведены для п=0; 6; 11 %. При п=0 в сечении 1 имеет место возвратное течение в барокамере, которое исчезает при п=6... 11 %.

Распределение давления по стенке барокамеры является следствием внутреннего течения в ней. Исследования показали, что давление на стенке барокамеры на длине от переднего ее торца до сечения 1 практически постоянно.

В зоне расположения сопла внутреннего контура давление незначительно отличается от давления в сечении 1, и наибольшее отличие статического давления наблюдается в циркуляционной зоне за реактивным соплом. Установлено, что с увеличением относительного расхода вентиляционного воздуха п до 6-10 % распределение давления на стенке барокамеры становится равномерным в циркуляционной зоне.

4.3 Обеспечение испытаний двигателей на переходных режимах

На переходных режимах работы двигателей необходимо в барокамере поддерживать постоянное давление.

Для решения этой задачи был разработан новый способ поддерживания давления в барокамере в период переходного режима работы двигателя. Этот способ основан на том, что компенсация различной эффективности выхлопного диффузора осуществляется не созданием противодавления за диффузором, а эжектированием выхлопных газов на малых частотах вращения до уровня давления, создаваемого выхлопным диффузором на максимальном или форсажном режимах.

Для регулирования давления в барокамере в начальный участок выхлопного диффузора через сопла подводится эжектирующий воздух, т.е. выхлопной диффузор используется в качестве камеры смешения. При малой частоте вращения двигателя эжектирующий воздух смешивается с выхлопными газами двигателя и вентиляционным воздухом барокамеры, в результате чего давление повышается от Рк в барокамере до

давления РВЬ1Х за диффузором. Расход воздуха G3 через эжектирующее сопло регулируется дросселем.

Для выбора оптимальных параметров эжектирующей струи была разработана методика газодинамического расчета с использованием известных уравнений эжекции для несколько усложненной схемы, приведенной на рис. 42. С использованием данной методики были определены оптимальные площади сопел, обеспечивающие получение необходимых режимов испытаний.

В настоящее время стенд Ц4-Н дооборудуется эжектирующим устройством во входном сечении выхлопного диффузора. Устройство предназначено для поддержания давления в барокамере в период переходного режима двигателя. Устройство включает 24 эжектирующих сопла. В качестве камеры для смешения эжектирующего воздуха, выхлопных газов двигателя и вентиляционного расхода через барокамеру используется канал выхлопного диффузора диаметром 3000 мм и длиной 15000 мм. В процессе переходного режима расход эжектирующего воздуха регулировался дросселем 12 таким образом, чтобы давление в барокамере оставалось постоянным.

В процессе приемистости от режима малого газа до максимального режима для выполнения условия Рк = const, необходимо, чтобы на всех частотах вращения переходного режима двигателя степень повышения давления s в совмещенной системе «выхлопной диффузор-эжектор» была бы постоянной и равный степени повышения давления ед выхлопного диффузора на режиме «максимал» при Оэ = 0. При этом наибольший расход эжектирующего воздуха будет на режиме малого газа, с увеличением частоты вращения этот расход уменьшается и на максимальном режиме будет равен нулю. Следовательно, эжектирующий воздух подается только в период переходного режима, т.е. подается кратковременно, поэтому подачу эжектирующего воздуха целесообразно выполнять от баллонной батареи.

На переходных режимах испытаний двигателей изменяются по времени не только расход и давление, но и температура воздуха. При этом появляется нестационарный

тепловой поток от газа к стенке при увеличении температуры воздуха по времени и, наоборот, от стенок к газу с понижением температуры воздуха.

Расчеты показали, что при нестационарном процессе температуры воздуха и стенки могут быть существенно различными, что приведет к появлению теплового пограничного слоя. В связи с этим появляется задача управления тепловым слоем для обеспечения однородной температуры на входе в двигатель.

Для решения аэродинамических задач была создана модельная установка, схема которой показана на рис.43. Исследовался перфорированный участок воздухопровода диаметром 64 мм длиной 100 мм. Перфорированный участок имел три камеры отсоса, в которых устанавливалось одинаковое давление. Экспериментально установлено, что при сливе пограничного слоя статическое давление в потоке увеличивается по длине перфорированного участка, следовательно увеличивается перепад давления на перфорированной стенке. В соответствии с этим изменяется и расход воздуха через единицу площади перфорированного участка. Было показано, что 80-85 % воздуха сливается через последнюю часть перфорированной стенки, в связи с этим при разработке натурного устройства управления пограничным слоем рекомендуется длюгу перфорированного участка принимать не более 0,54-0,6 его диаметра.

Для слива 5+10 % от расхода воздуха основного потока необходимо на перфорированной стенке обеспечить перепад давления, равный 0,1+0,25 скоростного напора основного потока.

Слив пограничного слоя существенно уменьшает толщину пограничного слоя в присоединенном трубопроводе. При относительном расходе сливаемого воздуха (0,06+0,09) Go в выходном сечении перфорированного участка площадь ядра потока вне пограничного слоя составляет 94+96 % от площади поперечного сечения. Статическое давление и поле скорости в ядре потока практически равномерные.

4.3.1. Развитие системы автоматического регулирования стенда для испытаний перспективных двигателей военной авиации.

Стенд оборудован системами подачи воздуха и отсоса выхлопных газов двигателя. С помощью компрессоров и станций охлаждения (или подогрева) на входе двигателя создается поток осушенного холодного (или горячего) воздуха. При этом полное давление (Р*вх), может достигать 600 кПа.

Выхлопные газы, поступающие из двигателя в термобарокамеру (ТБК), отсасываются с помощью эксгаустеров с целью понижения давления на срезе сопла двигателя до 10 кПа. Параметры воздуха на входе (давление Р*вх и температура Т*вх), и давление выхлопных газов на выходе (Ртбк) вполне однозначно характеризуют условия, в которых работает авиадвигатель, установленный на самолете (стоянка на аэродромах, имеющих различную высоту над уровнем моря, полеты на разных высотах и при разных скоростях). Режим работы двигателя определяется положением рычага управления (ОрУД). Названные выше параметры - температура на входе, давление на входе и выходе и угол установки (ОрУД) - образуют множество регулируемых параметров.

Объектом регулирования параметров воздуха на входе двигателя является воздушный ресивер, в котором имитируются установившиеся внешние условия или процесс их изменения, рис.44.

Воздух поступает в ресивер по двум трубопроводам, на каждом из которых установлены регулирующие органы типа «звездочка» (911, 912). По одному из трубопроводов поступает холодный воздух, по другому - горячий. Такая схема дает возможность быстро изменять температуру смеси в диапазоне от температуры воздуха в холодном трубопроводе до температуры в горячем и наоборот.

Для нейтрализации возмущений, связанных с инерцией трубопроводной сети от высотно-компрессорной станции (ВКС) до стенда, введена система стабилизации давления воздуха перед

регулирующими органами (911) и (912). Система работает по принципу постоянного расхода воздуха. При его уменьшении через стенд,"избыточный воздух сбрасывается в атмосферу через регулирующие органы (911/1) и (912/1).

Перекладка подвижных секторов и дросселирующего диска регулирующего органа производится с помощью сервомеханизмов - гидравлических цилиндров. По структурной классификации типовых звеньев САУ гидравлический сервомеханизм представляет собой интегрирующее звено. Для нейтрализации нелинейности его характеристики применяют коррекцию в виде местной отрицательной обратной связи.

Для обеспечения постоянного давления при работе двигателя на переходных режимах, используются принцип перепуска воздуха через регулирующие органы (921/1) и (921/2).

Дросселирование потока выхлопных газов, производимое с целью поддержания давления на срезе сопла двигателя, осуществляется с помощью регулирующего органа (923), который установлен после стендового холодильника. Большой газовый объем, заключенный между сечениями, в которых поддерживается давление и дросселируется поток, а также отсасывающее действие газовой струи при изменении режима работы двигателя приводят к значительным погрешностям регулирования давления на срезе сопла при действии возмущения со стороны двигателя. В связи с этим разработан и реализуется проект другого способа воздействия на давление на срезе сопла с целью его стабилизации. Таким способом является эжекторный, описанный выше.

Аппаратная часть САУ имеет типовую структуру. Для синтеза второй ее части - законов управления - требуются характеристики объекта управления, которые могут быть получены по расчетам - с помощью линейной математической модели или экспериментально.

Расчетная схема газового тракта стенда, необходимая для составления системы дифференциальных и алгебраических уравнений, описывающих динамические процессы управления параметрами состояния потока воздуха (или выхлопного газа), представляется в виде проточных емкостей, разделенных поперечными по отношению к потоку сечениями. Сечения

проводятся через элементы с сосредоточенными гидравлическими сопротивлениями течению (регулирующие органы, развилки и стыки трубопроводов, входные кромки лопаток компрессора и др.).

Известное уравнение состояния идеального газа Клапейрона-Менделеева может быть применено для установления связи меязду осредненными параметрами в емкостях расчетной схемы газового тракта стенда: рУ = тЯТ

Из этого уравнения получим формулу для вычисления давления: р = тЯТ/У

В данном случае Я и V являются константами, поэтому, как видно из уравнения, давление зависит от двух переменных величин - массы воздуха ш, находящегося в емкости, и среднемассовой температуры Т. Для их определения требуется, по меньшей мере, еще два уравнения. Процесс накопления (расхода) массы воздуха в емкости может быть описан с помощью дифференциального уравнения баланса массы:

¿т

В узлах ветвления трубопроводов секундные расходы Овх и Овых могут представлять собой суммы соответствующих расходов. Алгоритм численного решения уравнения баланса массы методом Эйлера имеет вид: т+ = т + а'т,

где : с!т = (Свх - Оеьи )(1т , (Л - шаг).

Изменение температуры в выделенной емкости газовоздушного контура описывается с помощью дифференциального уравнения накопления энергии, выведенного с учетом переменности массы воздуха:

dT {*Gere +- [Ge + (* - l')G« ] • r|

dt m

Член Q/Cv входит в уравнение в том случае, если учитывается подогрев воздуха от стенок емкости или от специально нагретых болванок, находящихся в емкости (кауперный подогрев).

Алгоритм численного решения уравнения температуры имеет вид:

T+=T + dT

|+ Я-■- [Ge + {к - \)Овых ] • г|л

где dT —---

т

Если используется кауперный подогрев (например, на стенде Ц-17Т), то средняя температура металлических болванок (Тм), предварительно разогреваемых до высокой температуры с целью последующего подогрева воздуха, изменяется (уменьшается) во время испытаний. Этот процесс описывается уравнением:

<1Тм _-Q

dt mc '

где mo - произведение значений массы и теплоемкости металла, Q - поток тепла, отводимого к протекающему воздуху. Для определения Q используется уравнение теплообмена:

Q=aFGa(TM-T„),

где: aF - произведете значений коэффициента теплоотдачи и площади контактируемой поверхности; GBX и Твх -расход и температура воздуха, поступающего в кауперную систему. Алгоритм численного решения уравнения

г + т ^ at rr aFG^F,, ~ Т*МТ .

Тм =JM+dTM>rW>dIM=--•

mc

Система полученных уравнений оказалась замкнутой относительно параметров состояния воздуха в емкости, но в нее

вошли новые переменные - массовые расходы потоков воздуха через сопротивления на границах выделенных емкостей. Потребовалось ввести в систему расходные характеристики регулирующих органов, которые были определены экспериментально.

В результате анализа САУ был выбран в качестве базового регулятор, который записывается в виде формулы:

которая представляет собой последовательное корректирующее устройство в виде взвешенной суммы пропорциональной, интегральной и дифференциальной составляющих.

Передаточную функцию, образованную из этой формулы с помощью интегрального преобразования Лапласа, можно представить в виде рациональной дроби. Это позволяет применить для расчета параметров настройки регуляторов логарифмические частотные характеристики (ЛЧХ). Метод ЛЧХ хорошо разработан, отличается простотой и наглядностью.

4.4 Характеристики дроссельных устройств

В системах высотных установок применяются самые разнообразные дроссельные устройства. Основной особенностью работы дроссельных устройств в системе высотных установок является широкий диапазон изменения расхода, давления и температуры газа, что чрезвычайно усложняет создание дросселей с требуемыми характеристиками.

Для исследования характеристик различных дросселей была создана модельная установка. Все исследования проведены с забором воздуха из атмосферы и отсосом воздуха с помощью эксгаустеров.

Новым в этих исследованиях является широкий диапазон изменения перепада давления, включая критические и

о

сверхкритические значения. Впервые получены характеристики дросселей типа «Звездочка».

Были испытаны три типа дросселей с поворотными заслонками: дроссель с прямоугольной поворотной заслонкой, дроссель с симметричным поворотным диском и дроссель со смещенной осью поворота. В первом случае диаметр трубопровода перед заслонкой и за ней был одинаковым и равен 200 мм.

Дроссель с дисковыми поворотными заслонками имел диаметр трубопровода (рис. 45а), равный 98 мм. Исследованы дроссели с симметричной заслонкой и с заслонкой со смещением оси. Ось вращения диска была смещена относительно его плоской стороны на 6 мм.

Дроссель типа "звездочка" (рис. 456) имел подвижный и

неподвижный диски диаметром 195 мм. Диски имели секторные

окна с общей площадью проходного сечения F0=115 см2. Канал

подвижного регулирующего органа был расширяющимся со

средней по высоте канала степенью уширения площади, равной

«1,4. Диаметр входного трубопровода составлял 156 мм, а

выходного трубопровода составлял 195; 157; 135 и 124 мм.

Относительная площадь р _ F0 / составляла 0,386+0,95, где F2 -

о ~ /V

/ 2

площадь выходного трубопровода. Полгшй ход подвижного диска соответствовал его повороту на 15°.

На высотных стендах для подачи горячего воздуха с температурой до 600° могут использоваться односедельчатые дроссели. Модель такого дросселя была испытана на установке с диаметром входного трубопровода 68 мм и диаметром выходного трубопровода - 150 мм (рис. 45в). Регулирующим элементом в этом дросселе является центральное тело ("пробка") с поступательным перемещением. Диаметр седла составлял 43,6 мм, а полный ход "пробки" - 26 мм. Основными параметрами дросселя являются коэффициенты расхода, аэродинамического момента и гидравлического сопротивления.

Эксперименты показали (см. рис. 46 а), что коэффициент расхода русл при углах поворота заслонки а<50° почти не

изменяется с изменением перепада давлений "2

V

Л

01

вплоть до

критических и сверхкритических значений. Этот факт оказался неожиданным, если учесть, что при истечении воздуха из отверстий с острыми кромками и из конических сопел коэффициент расхода увеличивается с увеличением перепада давления. Такое изменение русл в дросселях с поворотными заслонками можно объяснить следующим.

В дросселе перед поворотной заслонкой поток воздуха разделяется на две части: течение одной части близко к течению в сужающемся канале, а течение второй - к течению воздуха через отверстия. Коэффициенты расхода этих двух частей потока различны, причем один из этих коэффициентов с увеличением перепада давления уменьшается, а другой увеличиваться. В связи с этим суммарный коэффициент расхода р.усл может оставаться постоянным, уменьшаться или увеличиваться в зависимости от того, влияние какого коэффициента расхода преобладает.

Для исследованных дросселей с поворотными заслонками

коэффициент расхода русл уменьшился на 3+6%. Малое влияние перепада давления на дросселе на величину ЦуСЛ значительно упрощает расчеты характеристик дросселя для заданных режимов испытаний двигателя.

На рис. 466 приведены расходные характеристики дросселей с поворотными заслонками в зависимости от угла поворота. Там же приведены значения ро- Величина р<> при а=Т0+60° составляет 0,82+0,9 и примерно одинакова для дросселей с прямоугольной и дисковой заслонками.

Полученные величины Цо могут быть использованы для определения расходных характеристик других, несколько измененных дросселей.

На рис.47 показана зависимость коэффициента аэродинамического момента т от угла а поворотных заслонок.

Коэффициент га слабо зависит от Р2 / . Наблюдается

/Ро.

тенденция уменьшения величины т с увеличением перепада давления на дросселе.

Максимальное значение т соответствует а= 734-75°. В диапазоне а=50+90° характеристики разных дросселей близки между собой. При а=0+30° отличительной особенностью обладает характеристика дросселя, у которого заслонка смещена относительно оси поворота. У этого дросселя в диапазоне угла а=0+30° коэффициенты момента имеют отрицательные значения, т.е. аэродинамический момент направлен в сторону открытия дросселя. При а=30° аэродинамический момент равен нулю.

На основе результатов эксперимента были созданы различные дроссельные устройства, в том числе дроссель диаметром 2,5 м со смещенной заслонкой для автоматического ограничения мощности агрегата "Ангара", дроссель диаметром 3 м для стенда Ц-4Н, дроссель диаметром 1,4 м, используемый в качестве антипомпажного дросселя агрегата "Байкал". Многолетняя эксплуатация дросселей показала их высокую надежность.

Дроссель типа "звездочка" имеет расходные характеристики при Р2 / < 0,7 практически линейные во всем /Ро.

диапазоне изменения угла 0 поворота подвижного диска от 0° до 15° В диапазоне угла 0=0-7-8° коэффициент расхода слабо зависит от относительного давления 12/ .

/Рог

Как показали исследования, на расходную характеристику дросселя типа "звездочка" может влиять площадь выходного трубопровода, т.е. ее относительная величина

р _ Р0 / . Исследования показали, что при проектировании

0 /к / 1

дросселей типа "звездочка", а также любых щелевых дросселей, величина ]? должна быть не более 0,75+0,8, в противном случае

"запирание" потока будет иметь место не в щелях дросселя, а в его выходном трубопроводе.

На рис. 48 приведена зависимость коэффициента аэродинамического момента и коэффициента расхода от угла 0. Как следует из рис. 48 аэродинамический момент зависит от перепада давления на дросселе и от угла 0. При Р2 / =соп81

Л:

наибольшее значение "т" соответствует углу 0-12° Сравнение показывает, что в дросселе типа "звездочка" наибольшее значение "ш" примерно в 2 раза меньше, чем у дросселя с поворотной заслонкой.

С уменьшением величины Р2/ коэффициент

Л.

аэродинамического момента уменьшается. Так наибольшее значение "ш" составляет 0,048 при Р2/ =0,9 и 0,017 при

Л,

Р, / =0,2+0,3. Это важный результат, т.к. при критических

А

режимах работы дросселя имеет место большой перепад давления Рдр = Р01-Р25 но малое значение "ш", что уменьшает

величину момента на валу регулирующего диска.

Для систем подачи воздуха на стенды были созданы дроссели типа "звездочка" диаметром 0,8+2 м. Как правило, эти дроссели имеют закрылки для полного закрытия части окон в процессе эксперимента, что обеспечивает высокую точность поддержания заданного режима при изменении расхода воздуха в десятки раз, что является непременным условием при автоматическом регулировании переменного процесса.

Для модели односедельного дросселя за условную площадь при определении ЦуСЛ принималась площадь проходного сечения седла. На рис. 49 показана зависимость величины щсл от относительного давления Р2 / для различных положений

/Ро.

«пробки» I — I/ . положение пробки /о соответствует площади

/ 4

проходного сечения, равной площади седла, т.е. значению =1,0. Эксперименты показали, что при всех положениях

пробки" / = I,

I/

А

с уменьшением

V А

величина рУсл

возрастает. На рис.49 приведена пунктирная кривая 1, соответствующая возникновению в дросселе режима

Для односедельного дросселя важной характеристикой является коэффициент расхода Цокр на критическом режиме, т.к. дроссели зачастую работают при критических и сверхкритических перепадах давления. Исследования показали,

составляет |1Окр=0,91 при ^ <0,5. При увеличении ^ до £,=1,0

коэффициент расхода уменьшается до значения рокр-0,79.

На основе полученных результатов эксперимента был разработан и изготовлен натурный односедельный дроссель с диаметром седла 232 мм и была определена его расходная характеристика. Сравнение испытаний модели и натуры показало хорошее совпадение результатов.

Ввиду большого объема ресивера (около 200 м3) для обеспечения заданного закона изменения температуры и давления воздуха на входе в газогенератор в ресивер при приемистости необходимо подавать воздух в 2,5 - 2,7 превышающий расход воздуха на режиме «максимал». Это обеспечивается без подключения дополнительных компрессоров за счет использования баллонной батареи. Для иллюстрации характер изменения параметров воздуха при приемистости приведен рис.50. Расчеты приведены для одного из газогенераторов с учетом «поршневого» эффекта в ресивере.

Для обеспечения испытаний двигателей на переходных режимах и имитации траектории полета была создана система предварительного регулирования параметров воздуха на входе, что существенно повысило точность регулирования параметров воздуха основными дросселями. Был реконструирован байпас, площадь проходного сечения которого увеличена в 2 раза.

:запирания". Величина

/=0,09.

что величина рокр зависит от степени открытия дросселя и

4.5. Характеристики смесителей газовых потоков

На высотных стендах широко применяются устройства дня смешивания двух потоков воздуха с различными .температурами. Для обеспечения испытаний двигателя на неустановившихся режимах к стенду подводится холодный и горячий воздух. Эти два потока после дроссельных устройств направляются в смеситель, после которого должно быть равномерное поле температур. В зависимости от допустимой величины потерь давления и длины зоны смешения могут применяться различные смесители, однако для каждого конкретного случая необходимо знать характеристики смесителей.

Все крупные стенды для испытания двигателей( таких как Ц-1, Ц-1А, Ц-2, Ц-4Н и др.) при создании были оснащены смесителями холодного и горячего воздуха В смесителях холодный и горячий воздух разделялись на чередующие слои высотой 100 мм. Диаметр смесителя составляет 2400 мм. Однако опыт эксплуатации этих стендов показал, что на входе в двигатель нет равномерного температурного поля. Для выяснения этого обстоятельства была изготовлена модель этого смесителя и установлено, что при подводе горячего и холодного воздуха под углом к оси смесителя его потоки, как в любом поворотном колене, после поворота становятся неравномерными, причем участок горячего слоя с повышенной скоростью соседствует с участком холодного слоя с пониженной скоростью. В результате возникает глобальная неравномерность температуры с характерным размером, равным диаметру смесителя. Для выравнивания такой глобальной неравномерности требуется длина смешения, пропорциональная не размеру ячейки смешения (100 мм), а диаметру смесителя (2400 мм).

Модель стендового смесителя была доработана. В каждом плоском поворотном канале шириной 100 мм были установлены поворотные лопатки. Эксперименты показали хороший результат: неравномерность температурного поля не превышала 1-г2 %. В настоящее время разрабатывается проект модернизации

стендовых смесителей.

Кроме стендового смесителя были исследованы новые смесители пиленного типа, смесители, имеющие 8-образную камеру смешения, смесители с вводом струй под углом к основному потоку. Такие смесители применяются в различных технологических системах испытательного комплекса ВРД.

Для турбохолодильного агрегата ТХА-1А решалась задача разработки смесителя, в котором атмосферный воздух перемешивается с горячим, перепускаемым за компрессором. Необходимо, чтобы смеситель имел малое гидравлическое сопротивление потоку основного , атмосферного воздуха. Поэтому был разработан многоструйный смеситель с равномерным распределением горячего и холодного воздуха по входному сечению камеры смешения. Горячий воздух, вводился через отверстия в пилонах, разнесенных по длине смесителя для уменьшения гидравлического сопротивления потоку основного холодного воздуха.

Основная задача, которую приходится решать при создании такого типа смесителей, состоит в том, чтобы достаточно равномерно распределить расход горячего воздуха по отдельным отводам пилона. Для решения этой задачи были предварительно проведены экспериментальные исследования изолированных пилонов с различным количеством отводов; через каждый отвод измерялся расход воздуха. Исследования позволили найти такую конфигурацию пилона и конфигурацию отводов, которые обеспечивали равномерное распределение расхода по отводам. Были приняты сужающиеся пилоны с отводами, имеющими коническую входную часть. Исследования проводились на специальной установке, модели смесителя показаны на рис.51.

Исследования показали, что при боковом вводе горячего воздуха имеется окружная неравномерность температурного поля, которая уменьшается при увеличении длины смесительной камеры. С увеличением относительного расхода К=Сп/Сгс неравномерность температурного поля возрастает.

Влияние длины смесительной камеры на выравнивание поля температур показано на рис. 52. Видно, что с увеличением

Ь безразмерный параметр у уменьшатся и при Ь =6,3 составляет 0,019 для К=0,18 и 0,033 для К«0,5.

Коэффициент гидравлического сопротивления смесителя определяется из соотношения

где ЛРосм - потери полного давления в первичном канале.

Гидравлическое сопротивление смесителя зависит от соотношения расходов К, причем с возрастанием К величина сначала повышается от 0,75 при К=0 до 1,03 при К=0,25, а затем уменьшается до ^=0,22 при К=0,6.

При создании агрегата ТХА-1А был изготовлен смеситель пилонного типа с диаметром смесительной камеры 1600 мм. На экспериментальной установке в составе всего агрегата ТХА-1 А был испытан натурный смеситель. Испытания показали хорошую сходимость результатов модельных и натурных исследований смесителей пилонного типа, и в натурных испытаниях было получено достаточно равномерное поле за смесителями.

Кроме рассмотренных выше, были исследованы еще два новых типа смесителей - вихревой смеситель и смеситель с Б-образным отводом, представляющие интерес для высотного стенда ввиду их высокой эффективности при малой длине смесительной камеры (рис. 53).

В вихревом смесителе ( рис.53а) оба потока подводятся в камеру тангенциально для создания вращательного движения в ней. Для предотвращения эффекта энергоразделения (эффекта Хилша-Ранка) ввод каждого из штоков осуществляется в два сечения с противоположной закруткой потока, причем вводы холодного и горячего воздуха чередуются между собой. Диаметр вихревой камеры Овк был неизменным и составлял 100 мм, а диаметр камеры смешения Исм был равен 50, 70 и 100 мм. Диаметр Б-образного отвода был равен 100 мм. Поля температур были получены при соотношениях расходов горячего и

Исследования показали, что неравномерность поля температур Т -Т

^ _ max min в широком диапазоне изменения относительного Т -Т

расхода п=0-г2,2 составляет около 1+2,5 % и

приблизительно одинакова для двух типов смесителей.

Анализ возможности использования вихревого смесителя на высотном стенде с ограниченным пространством для размещения такого смесителя показывает, что вихревая камера с четырьмя входными патрубками будет достаточно сложной при компоновке. Поэтому больше внимания целесообразно уделить смесителю с S-образным отводом, как наиболее простому по конструкции.

Высокая эффективность смесителя с S-образным отводом объясняется тем, что в нем происходит образование двух парных вихрей в каждом из двух колен, что приводит к интенсивному смешению потоков.

Коэффициент гидравлического сопротивления смесителя с S-образным отводом составляет 0,8 в горячем канале с центральным вводом потока и 1,3 в канале с боковым вводом холодного воздуха. Эффективность смесителя в большей степени зависит от того, насколько равномерно распределены по входному сечешио смесительной камеры потоки холодного и горячего воздуха.

Наиболее трудно выполнить равномерное распределение потока по сечению смесительной камеры при боковом вводе потока в смеситель. Были испытаны несколько вариантов бокового ввода потока, и наилучшими из них можно считать вариант, изображенный на рис.536. В этом варианте холодный воздух через боковой патрубок вводился в кольцевой канал высотой h[. В этом канале поток растекался и поворачивался на

90°. № первого кольцевого канала через зазор длиной /j поток

поворачивается на 180° и входит во второй кольцевой зазор

высотой h2 и длиной /2 • Эксперименты показали, что для

получения равномерного поля скоростей на выходе из второго

кольцевого канала, относительная длина /, / должна быть не

А

менее 2,5, а относительная длина К/ - не менее 5.

А

При исследованиях было обнаружено сильное влияние тупикового участка длиной /3 на равномерность поля скорости в

выходном сечении второго кольцевого канала. Было установлено, что это влияние носит скачкообразный характер. Скачкообразное увеличение неравномерности скорости происходит при относительной длине [ -К/ >59- Это связано с тем, что при

3 /^2

/3 > 5,9 в тупиковом участке, глубина которого становится

больше высоты канала Ьь образуются вторичные вихри с обратными токами, занимающими всю глубину тупикового участка. Следовательно для равномерного распределения потока холодного воздуха глубину тупикового участка надо выполнять минимальной.

Смеситель с Б-образным отводом ввиду его высокой эффективности и простоты конструкции рекомендуется использовать при создании новых стендов.

5. ОТРАСЛЕВОЙ КОМПЛЕКС ИССЛЕДОВАНИЙ КОНСТРУКЦИОННОЙ ПРОЧНОСТИ И ПОУЗЛОВОЙ ДОВОДКИ ГТД И РАЗВИТИЕ МЕТОДОВ НАЗНАЧЕНИЯ РЕСУРСОВ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ ГТД

Стремление отечественного двигателестроения выйти на мировой авиационный рынок остро поставил вопрос о разработке ЦИАМом современной концепции создания авиационных двигателей, которые включали ряд новых для отечественного моторостроения принципов:

-разработку научно обоснованной методологии создания двигателей, основанной на многодисциплинарых пространственных расчётах, подкреплённых статистически достоверными экспериментальными исследованиями;

-создание модульных конструкции с высокой эксплуатационной технологичностью и развитой системой бортовой и наземной диагностики;

-повышение рабочих параметров при повышении эксплуатационной надёжности, ресурса, величина которого для основных деталей на этапе запуска в эксплуатацию должна составлять не. менее 104 - 2x104 циклов для «горячей» и 2x104 -5х104 циклов для «холодной» частей двигателя;

-выдвижение на первый план при создании двигателей использование статистически обоснованного банка данных по характеристикам прочности конструкционных материалов и проблемы поузловой доводки;

-широкое внедрение эксплуатации современных двигателей по техническому состоянию;

-управления ресурсами двигателей, разработке экономически эффективных методов подтверждения ресурса возможности выявления ресурсных возможностей на ранней стадии проектирования и создания конструкции при сокращении объёма и длительности дорогостоящих ресурсных испытаний полноразмерных двигателей без снижения безопасности при их эксплуатации.

Даже из этого неполного перечня поднимаемых в новой концепции вопросов становится ясным, что создание конкурентоспособных отечественных ГТД в значительной мере связана с решением прочностных проблем и достигается:

■ совершенствованием методов расчёта и их верификация;

■ развитием экспериментальной базы и методов исследования конструкционной прочности авиационных материалов;

■ расчётно-экспериментальными исследованиями прочности и ресурса элементов и узлов ГТД в условиях максимально приближенных к эксплуатационным;

■ разработкой и внедрением новых конструкторских и прогрессивных технологических решений, включая новые высокопрочные жаропрочные сплавы, композиционные и керамические материалы;

■ постоянным уточнением эксплуатационного полётного цикла, определяющих действительную нагруженность основных деталей и их эксплуатационную повреждаемость;

■ разработкой и реализацией экономически эффективных методов достижения конкурентоспособных ресурсов при обеспечении безопасности эксплуатации;

■ совершенствованием методов управления ресурсами для двигателей различных периодов разработки и назначения;

■ развитием методов обеспечения прочностной надёжности, включающей обобщение опыта создания и эксплуатации отечественных ГТД (развитие методологии назначения ресурса, анализ дефектов и т.д.), анализ зарубежного опыта.

В этих условиях создание и развитие отраслевой базы прочности являлось очень актуальной научно-практической задачей, включавшей:

■ проектирование, создание и освоение уникальных отечественных стендов и установок;

■ совершенствование экспериментальных методов исследований, приближенных к эксплуатационным;

■ накопление банка данных на статистической основе по конструкционной прочности, включая данные по кинетике роста трещин и живучести элементов конструкций с повреждениями;

■ разработку научно обоснованных методов поузловой доводки двигателей;

■ развитие эффективных методов неразрушающего контроля деталей.

Полученный при этом экспериментальный материал, позволил научно и экспериментально обосновать замену длительных ресурсных и эквивалентно-циклических испытаний полноразмерных двигателей за полный ресурс на расчётно-экспериментальную оценку предельной долговечности основных деталей двигателя с широким внедрением методики поузловой доводки в отечественное двигателестроение. При этом, закладывался принцип допустимых повреждений, в основе которого было положено глубокое изучение кинетики роста трещин в конструкционных материалах и в натурных деталях,

что являлось базой для обоснования выбора интервала контроля деталей и узлов для безопасной эксплуатации двигателя, а также для развития эффективных методов неразрушающего контроля и диагностики состояния двигателя [11-13,16,23,24,29,38-44,86].

Большое внимание уделялось приближению условий исследований к эксплуатационным. Например, воспроизводилось совместное воздействие статической, циклической , и вибрационной нагрузок; циклическое нагружение отдельных дисков и .. роторов при имитации тепловых полей; термоциклическое нагружение деталей (дисков, лопаток и др.)[11,12,16,23,38,40].

Особое внимание уделялось развитию исследований динамических процессов при испытаниях полноразмерных двигателей на высотных стендах: автоколебаний, флаттера, срывных колебаний и т. д.[1,3,5-7,18]. Было создано направление исследований колебаний методами голографии в лабораторных и стендовых условиях [2,10,17,25,26,30,54].

Отраслевой комплекс исследования конструкционной прочности и поузловой довода! ГТД включает:

• комплекс стендов и установок для исследований длительной прочности, малоцикловой и многоцикловой усталости конструкционных материалов, применяемых в двигателестроении, натурных деталей (лопаток компрессоров и турбин) или их элементов (ободных частей дисков компрессоров и турбин);

• комплекс для металлофизических и металлографических исследований, включающий электронные и оптические микроскопы, рентгеновские установки и т. д.

• комплекс стендов и установок для исследования на термопрочность конструкционных материалов, применяемых в двигателестроении, натурных деталей (лопаток турбин);

• экспериментальный и технологический комплекс для исследования, конструкционной прочности композиционных материалов;

• комплекс для исследования динамики колебаний роторов ГТД, исследования форм и частот колебаний лопаток, системы обработки быстропеременных процессов в темпе эксперимента;

• лабораторию голографических исследований колебаний деталей ГТД (лопаток, зубчатых колёс, дисков компрессоров и турбин), включая облопаченные колёса;

комплекс разгонных и циклических испытаний дисков и роторов по заданной программе нагружения при действии криогенных или повышенных температур;

• комплекс для исследования конструкционной прочности материалов и деталей при криогенных температурах;

• комплекс установок для испытания зубчатых колёс,

• комплекс для исследования статической и циклической прочности корпусов;

• лаборатория для испытания подшипников;

• лабораторию неразрушающих методов контроля. Остановимся подробнее на основных научных

направлениях отраслевого комплекса исследования конструкционной прочности и поузловой доводки ГТД и научных проблемах, которые решались с его помощью.

5.1. Конструкционная прочность авиационных материалов и натурных деталей ГТД

Важнейшим вопросом, решаемым при создании нового двигателя, является выбор оптимальных по характеристикам прочности, технологическим и эксплуатационным свойствам конструкционных материалов дня основных деталей ГТД, ориентация на перспективную технологию, обеспечивающим достижение заданных параметров двигателя при одновременном повышении надёжности и ресурса. Однако внедрение новых конструктивных решений, перспективных материалов и технологических процессов возможно только после всесторонних исследований как механических свойств материалов, гак и прочности натурных деталей в условиях воздействия повышенных температур, статических, циклических и вибрационных нагрузок.

Для проведения исследований конструкционной прочности были спроектированы специальные испытательные

установки, которые в процессе их освоения были усовершенствованы, что не только значительно расширило их экспериментальные возможности, но позволило ставить и решать принципиально новые научно-исследовательские проблемы.

На этом комплексе выполнен ряд основополагающих исследований в области конструкционной прочности, позволившие:

• выявить основные закономерности влияния на усталость высоконагруженных деталей ротора ГТД технологических, конструкционных и эксплуатационных факторов;

• установить статистические закономерности влияния технологической наследственности, конструктивного и масштабного факторов на формирование несущей способности основных деталей ГТД, получены статистические параметры кривых усталости и параметрические зависимости, включающие конструктивные особенности замковых соединений лопаток ГТД; ® на основе результатов комплексных металлофизических, металлографических и прочностных исследований выявить закономерности влияния на усталость лопаток ГТД структурной неоднородности материала (общей и локальной), причины снижения коррозионной стойкости лопаток компрессоров;

• теоретически обосновать и экспериментально подтвердить конструктивно-технологические методы повышения сопротивления усталости деталей ГТД, включающее комбинированное упрочнение деталей из титановых сплавов;

• выявить основные закономерности влияния технологической наследственности в виде структурного состояния материала и параметров поверхностного слоя на несущую способность деталей ГТД;

• провести исследования и получить характеристики трещиностойкости основных конструкционных материалов, применяемых в отечественных ГТД;

• разработать и внедрить методику определения кристаллографической ориентации в литых лопатках турбин;

• провести исследования на высокотемпературном микроскопе кинетики развития трещин и структурных изменений в жаропрочных сплавах в процессе испытаний на усталость;

• выпустить альбомы типовых разрушений основных конструкционных материалов и деталей ГТД при различных видах нагружения и температурах;

• разработать расчётные и экспериментальные методы определения технологических остаточных напряжений в деталях сложной формы;

• заложить основы банка данных по характеристикам конструкционной прочности основных материалов, применяемых в ГТД, при этом, принципиальное отличие его от зарубежных в том, что значительный объём банка составляют результаты испытаний натурных деталей и элементов конструкций.

Кроме того, были разработаны и внедрены новые методы испытаний:

• на малоцикловую и многоцикловую усталость при заданной асимметрии цикла конструкционных материалов и натурных деталей ГТД (элементов дисков);

• на малоцикловую и многоцикловую усталость натурных деталей ЖРД (лопаток, дисков ТНА, турбин и др.) и их элементов;

• на термоусталость натурных лопаток и др.

В виде методик они были включены в разделы и приложения «Норм прочности ГТД», вошли в руководства для конструкторов, обобщены в ГОСТах, ОСТах и методических руководствах по методам испытаний и оценке прочности деталей ГТД, а оригинальность предложенных способов испытаний подтверждена авторскими свидетельствами [74,75,76,77].

По результатам исследований, выполненным на этом испытательном комплексе, впервые в нашей стране были внедрены на двигателе РДЗЗ, лопатки турбины, отлитые методом высокоскоростной направленной кристаллизации, а затем внедрены на двигателях РДЗЗ и АЛ31 монокристаллические лопатки.

На основе выполненных комплексных прочностных и металлофизических исследований для двигателя ракеты «Буран» были даны рекомендации по оптимизации технологических процессов и конструктивным изменениям, позволившие

увеличить в 20 раз ресурс лопаток турбины и ТНА.

5.2. Экспериментальный и технологический комплекс для исследования конструкционной прочности композицоиных материалов

Основные задачи комплекса заключались в изготовлении и'испытании экспериментальных образцов, в экспериментально-технологической апробации конструктивных решений, позволяющим наиболее рационально использовать лучшие качества композиционных материалов, в экспериментальном исследовании конструкционной прочности деталей и узлов авиационных двигателей, изготовленных из перспективных композиционных материалов.

Созданная лаборатория позволила провести всесторонние исследования характеристик композиционных материалов различного назначения, а также конструкционной прочности натурных деталей и узлов двигателей, а систематизация полученных результатов испытаний композиционных материалов на полимерной матрице (стеклопластик, углепластик) и на металлической матрице (углеалюминий, боралюминий) позволила не только установить механические характеристики композиционных материалов, но и сформировать паспортные да! ты с на ряд специальных материалов (ВКУ-1, ВКА-1, ВКА-2 и др.).

Кроме того, были выполнены исследования сопротивления усталости лопаток спрямляющего аппарата изд. Д-36, лопаток II ступени изделия 20 из боралюминия и т. д..

На экспериментально-технологическом комплексе разработаны изготовлены и исследованы:

■ уникальная конструкция двухперьевых лопаток высокотемпературной турбины из углерод-углеродных композиционных материалов;

* сепаратор керамического подшипника из высокотемпературных углепластиков и углерод-углеродного композиционного материала;

■ модель рабочего колеса высокотемпературной турбины МГТД;

■ модель створок выходного устройства перспективного авиационного двигателя,

■ ветроэнергетическая установка с диффузором и т.д.

5.3. Комплекс для исследования динамики колебаний роторов ГТД, исследования форм и частот колебаний лопаток, системы обработки быстропеременных процессов в темпе эксперимента

Принципиально новым было развитие исследований динамических процессов в ГТД непосредственно при испытаниях двигателей на высотных стендах, которые включали исследования границ автоколебаний, проверку наличия резонансных или срывных колебаний в компрессорах, тензометрирование деталей турбин, исследования вибрационных характеристик роторов, трубопроводов и т. д. (рис.54) Выполнение этих исследований требовало применение современной регистрирующей аппаратуры и средств анализа динамических процессов не только после получения результатов, айв темпе эксперимента. Для этого были созданы станции обработки быстропеременных процессов, оснащённых специальными анализаторами типа РШШМАТ и Ш-110. При этом, наряду со стандартной методикой обработки данных, были разработаны новые методики, учитывающие специфические особенности протекания процессов, которые характерны для ГТД [1,9,18,31].

В результате проведенных исследований были разработаны методики прогнозирования флаттера рабочих колёс компрессоров по результатам спектрального анализа параметров пульсаций потока и определения границ возникновения автоколебаний [34]. Показано, что в процессе тензометрирования при имитации высотно-скоростных условий можно выявить аэроупругие колебания ещё на стадии доводки двигателей, добиться снижения их интенсивности или полностью исключить. Это позволяет существенно повысить надёжность двигателя и исключить усталостные разрушения лопаток и дисков

компрессоров. Показано, что проверка запасов газодинамической устойчивости, вибрационного горения в камерах сгорания и работоспособности двигателя при помпаже должны обязательно сопровождаться тензометрированием лопаток и дисков. Работы в этом направлении велись в тесном сотрудничестве с лабораторией голографических исследований (рис. 55 ) [8-10].

5.4. Комплекс разгонных и циклических испытаний дисков и роторов по заданной программе нагружения н нагрева от повышенных до криогенных температур

Надёжность ГТД в значительной мере определяется надёжностью роторов, особенно дисков [14], разрушение которых, как правило не локализируется. Важнейшими характеристиками дисков являются статическая и циклическая прочность, сопротивление усталости и живучесть с дефектами (рис.56). Использование методов оптимального проектирования позволяет быстро получить проект диска достаточной статической прочности и минимальной массы, но при этом остаются открытыми вопросы о локальной геометрии в зонах концентрации напряжений, что не обеспечивает требований циклической долговечности. Последнее достигается применением расчётных моделей высокого уровня. Ещё на стадии проектирования выявляются все критические зоны дисков и роторов, которые могут быть ответственны за циклическую долговечность, а также расчёты параметров трещиностойкости [22,28].

Исследование прочности и долговечности дисков и роторов на разгонных стендах потребовало разработки и постоянного совершенствования методологии испытаний в направлении информативности эксперимента,

совершенствование методов математической обработки результатов эксперимента, ускорения испытаний, приближения условий стендовых испытаний конструкций к эксплуатационным, усовершенствование системы программного управления (СПУ) основными агрегатами и системами разгонного стенда с целью расширения диапазона регулирования частоты вращения, повышения точности и надёжности СПУ при циклических

испытаниях [22]. Кроме того, велось комплексное расчётно-экспериментальное исследование, включавшее:

■ уточнённые расчёты напряжённо-деформированного состояния дисков численными методами в трёхмерной постановке ЗБ с учётом истории нагружения;

■ разработку методики обобщения полётных циклов и составления программ циклических испытаний отдельных дисков или роторов;

■ оценку времени и числа циклов до образования трещин, на стадии их развития и суммарную долговечность до разрушения;

■ разгонные и циклические испытания с непрерывным или периодическим контролем критических зон в дисках;

■ разработку нестандартных методов неразрушающего кошроля дисков и роторов в процессе циклических испытаний;

■ всесторонний металлургический и металлофизический анализ материала дисков, включая исследования обнаруженных дефектов;

■ проработку рекомендаций по увеличению долговечности, исследованной конструкции диска (ротора), включая конструктивные и технологические.

Экспериментальный комплекс включает два типа стендов, предназначенных для разгонных и циклических испытаний как отдельных дисков компрессоров и турбин, так и циклических испытаний роторов с программным изменением температурного поля.

На разгонных стендах комплекса была исследована циклическая долговечность дисков и роторов основных отечественных двигателей III...V поколений: НК8-2У, НК-86, ДЗОКУ, 57, 48, 55, 69, 89, 88, 99, 20 и др. в том числе с применением неразрушающих методов контроля, позволившим оценить кинетику развития дефектов в процессе испытаний{13,14,17-20]. Полученные результаты дали возможность не только увеличить ресурс дискам этих двигателей, но и обосновать периодичность регламентных осмотров их без съёма двигателя с «крыла», заложив основы для перехода на

эксплуатацию по техническому состоянию ЭТС.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

В работе сформулирована и решена научно-техническая проблема создания комплекса высокоэффективных методов исследования современных воздушно-реактивных двигателей и технических средств для их реализации, обеспечивающая снижения затрат и сроков создания двигателей.

1. На основании анализа современного состояния и перспектив развития авиационных двигателей и стационарных ГТУ обоснована концепция развития отраслевой научно-исследовательской базы, соответствующей современным требованиям, в основу которой положены:

• наиболее полная имитация полетных условий работы двигателя на испытательном оборудовании;

• использование математического моделирования процессов, протекающих в двигателе;

• энергосберегающие принципы формирования экспериментальной базы и технологий испытаний, включающих поузловое исследование и доводку двигателей;

• создание нового поколения автоматического управления испытаниями, использующего математические модели стендов, их элементов и технологических систем;

• использование результатов испытаний для формирования опережающего научно-технического задела, являющегося научной основой создания двигателей новых поколений;

• создание новой методологии назначения ресурса двигателя и управления им в процессе эксплуатации.

2. Разработана методология испытаний двигателя и его элементов, значительно повышающая информативность испытаний. При этом:

• усовершенствованы методы имитации неоднородности по давлению и температуре на входе в двигатель в диапазоне эксплуатации современных летательных аппаратов;

• разработан и реализован метод испытаний ГПВРД в набегающем потоке с использованием двухконтурного аэродинамического сопла с "горячим" ядром и "холодным"

наружным конхуром;

• разработан метод определения основных характеристик ТРДД со сверхвысокой степенью двухконгурности путем исследования натурных узлов, крупномасштабных моделей газогенератора, винтовентилятора, силовой установки с имитатором двигателя;

• разработан и внедрен энергосберегающий метод определения дроссельных характеристик двигателя с малоградиентным изменением параметров при испытаниях;

• разработан метод исследования высотно-скоростных характеристик, включающий планирование эксперимента для верификации математической модели, с учетом ограничений по параметрам двигателя и высотно-компрессорной станции стенда;

• предложен метод комплексного анализа результатов испытаний на установившихся и переходных режимах с использованием математической модели, в которую ускорение роторов входит в качестве параметра, а переходный режим описывается уравнением в параметрах подобия;

• сформулирована методология использования отраслевой экспериментальной базы для обеспечения реализации стратегии установления и управления ресурсом отечественных ГТД, основанная на внедрении поузловой доводки двигателей и банка данных, позволяющего научно обосновать полный ресурс основных деталей, а также вести эксплуатацию двигателей по техническому состоянию;

3. Созданные и модернизированные стенды и оборудование для высотного комплекса суммарной электрической мощностью 250 МВт, включающие компрессорную, холодильно-осушительную станцию, турбохолодильные агрегаты, комплекс эксгаустерных установок, позволяют проводить испытания современных и перспективных двигателей. При этом:

• создан стенд для испытаний на переходных режимах двигателя и силовой установки с заданной скоростью изменения расхода воздуха, температуры и давления на входе в двигатель при расходе воздуха свыше ЗООкг/с и температуре 2000К;

• разработан стенд для испытаний крупногабаритных двигателей гражданской авиации большой степени двухконтурности с управляемой неравномерностью потока на входе и равновесным

давлением в барокамере;

• создан стенд для обеспечения испытаний крупномасштабных моделей винтовентилятора с биротативным вращением винтов и прецизионным изменением давления и температуры на их входе, а также - крутящих моментов на валах;

• разработан стенд и технологические системы, обеспечивающие проведение испытаний малоразмерных ГТД, учитывающие особенности их эксплуатации.

4. Разработан комплекс технических средств и оснащения автоматизированной системы измерений, включающий анализ быстропеременных процессов, визуализацию рабочих процессов, контроль технического состояния систем, оценку напряженно- деформируемого состояния исследуемых объектов, голограф ическую интерферометрию, лазерную систему, акустическую эмиссию, систему тепловизоров и др., обеспечивающий широкий диапазон натурных испытаний двигателей и их узлов.

5. Создан комплекс для экспериментальных

исследований перспективных гиперзвуковых двигателей, обеспечивающий создание научно-экспериментального задела для разработки силовых установок перспективных воздушно-космических самолетов и гиперзвуковых летательных аппаратов. Комплекс позволяет проводить испытания прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей в условиях свободного потока и на присоединенном воздухопроводе с числом Маха полета л 7, полной температурой воздуха Л 2000 К., суммарным расходом воздуха до 50 кг/с, с имитацией высоты до 40 км, при использовании в качестве топлив водорода, метана, керосина, эндотермических углеводородов, жидкого кислорода. Комплекс позволяет проводить исследования горения водорода и углеводородов в сверхзвуковом потоке воздуха, с регистрацией пространственных распределений в зоне горения ультрафиолетового излучения радикалов ОН и температуры газов, и испытания высокоэффективных криогенных теплообменников для гиперзвуковых двигателей с сжижением воздуха. Благодаря высоким параметрам, комбинированным системам подогрева воздуха (электрический и огневой) и отсоса

(эжекторный и эксгаустер ный). комплекс не имеет аналогов в Европе и находится в числе лучших гиперзвуковых стендов мира.

6. Создан экспериментальный комплекс с развитой инфраструктурой, позволяющий проводить исследования и доводку стационарных энергетических установок мощностью до 20 МВт, их модулей и узлов в диапазоне режимов эксплуатации при использовании различных типов жидкого и газообразного топлива, позволяющий проводить поузловую доводку, получать характеристики 1 ТУ, ее экологические показатели, и параметры теплового состояния.

7. Разработан комплекс для исследования конструкционной прочности и поузловой доводки ГТД, включающий целый ряд установок и разгонных стендов для Определения и изучения динамики, напряженного состояния, кинетики развития трещин в роторах и дисках двигателя, обеспечивший накопление банка данных по конструкционной прочности материалов и натурных деталей, которые необходимы для создания научного задела при разработке конкурентоспособных двигателей нового поколения.

8. Создание и модернизация мощной высотно-компрессорной станции, комплекса высотных стендов с крупноразмерными термобарокамерами и современной инфраструктурой (автоматизация процессов управления системами "ВСК - ТБК - двигатель (узел)", внедрение энергосберегающих технологий, воздушно-газовая сеть с централизованным управлением, системы контроля и обеспечения безопасности эксплуатации) обеспечили надежность, прочностную, параметрическую доводку и внесли важный вклад в прохождение Государственных испытаний наиболее современных отечественных двигателей четвертого поколения военной авиации РД-33, АЛ-31Ф, Д-ЗОФб, НК-32, двигателей дня магистральной авиации типа ПС-90А, Д-36 (с модификациями), ряда двигателей специального назначения, что явилось одним из ключевых факторов обеспечения безопасности и экономической независимости страны. Выполненный на основе научного прогнозирования перспектив авиадвигателестроения

комплекс работ по модернизации национальной экспериментальной базы и диверсификации ее технических возможностей с учетом новых экономических условий, обеспечил готовность базы к испытаниям двигателей нового, пятого поколения и выполнению поисковых экспериментальных исследований по созданию научно-технического задела для двигателей последующего поколения, а также возможность испытаний и доводки наземных энергетических ГТУ.

Основные положения работы изложены в следующих публикациях:

1. Скибин В.А., Сачин В.Н. Шатохин А.Г. Развитие методов аппаратурного анализа при исследовании динамических прочностных параметров ГТД. Испытания авиационных двигателей Межвузовский научный сборник, Уфа, №8, 1960,18с.

2. Скибин В.А., Селезнев В.Г. Методы голографии и спеклинтерферометрии при исследовании колебаний зубчатых колес и дисков в системе ротора. Испытания авиационных двигателей Межвузовский научный сборник, Уфа, № 6., 1960,39с.

3. Скибин В.А., Тюленев В.Н. Егоров И.В. Диагностическая информация спектров колебаний лопаток ГТД Ресурс и надежность ГТД выпуск IX. Труды ЦИАМ, №756,1977,84с.

4. Скибин В.А., Тюленев В.Н. О влиянии регулируемой разношаговости в H.A. на уровень переменных напряжений в рабочих лопатках компрессора. Проблемы прочности, Наукова думка, Киев, 1972,114-116с.

5. Скибин В. А., Влияние вдува воздуха на уровень переменных напряжений при колебаниях рабочих лопаток компрессора. Авиационная промышленность, №11, 1973,34с.

6. Скибин В.А., Тюленев В.Н. Экспериментальное исследование колебаний ротора ГТД.

Проблемы прочности, Наукова думка, Киев, № 9, 1973,19с.

7. Скибин В.А., Тюленев В.Н. Измерение пульсации давления на вращающихся лопатках компрессора. Проблемы прочности, Наукова думка, Киев, №10, 1974,14с.

8. Скибин В. А., Экспериментальное исследование декрементов колебаний компрессорных лопаток. Проблемы прочности, Наукова думка, Киев, №10, 1974,21с.

9. Скибин В.А., Гольмаков Е.Г., Курбатов И.Б. Метрологическое оснащение высокочастотных балансировочных стендов для газотурбинных двигателей. Вестник машиностроения, № 2, 1980,31с.

10. Скибин В.А., Комаров В.Г, Серов О.Б. О системе голографического кинематографа, предназначенного для исследования и контроля интерференционным методом деформации и направлении вибрирующихся изделий Сборник научных трудов НИКФИ, выпуск №110, 1960 ,29с.

11. Скибин В.А., Бычков Н.Г., Цыкунов. Н.В. Применение акустических методов для исследования накопления повреждений в материалах при испытаниях на малоцикловую усталость. Проблемы прочности и динамики в авиадвигателестроении. Выпуск № 3, Труды ЦИАМ, 1982 ,56с.

12. Скибин В.А., Бычков Н. Г., Цыкунов Н.В. Исследование накошгения повреяедений в процессе знакопеременного нагружения при повышенной температуре методом акустической эмиссии. Проблемы прочности Наукова думка, Киев, № 719, 1982,38с.

13. Скибин В.А., Демьянушко И.В., Куевда В.К Сборник алгоритмов диагностирования технического состояния ГТД в эксплуатации. Алгоритмы диагностики технического состояния ГТД в эксплуатации. Сборник трудов ЦИАМ, № 1047,1982 ,28-ЗЗс.

14. Скибин В.А., Демьянушко И.В., Куевда В.К Алгоритмы оперативного анализа наработки авиационных ГТД в эксплуатации. Межвузовский сборник научных трудов «Эксплуатационная надежность авиационных ГТД», Машиностроение, М, 1983,49-53с.

15. Скибин В.А., Белоусов Г.Г. Иванов В.П. К оценке уязвимости рабочих лопаток компрессоров авиационных ГТД, при повреждении их посторонними предметами. Межвузовский сборник научных трудов «Эксплуатационная надежность авиационных ГТД». Машиностроение, М., 1983 ,53-57с.

16. Скибин В.А., Бычков Н.Г., Лаврентьева М.А. Исследование процесса накопления повреждений при термоциклическом нагружении ультразвуковым методом. Проблемы прочности. Наукова думка. Киев, №6, 1983,71-74с.

17. Скибин В.А., Селезвев В.Г. Применение метода спектинтерферометрии для определения форм колебаний крупногабаритных деталей ГТД. Тезисы докладов на межотраслевой НТК ЦИАМ "Измерение, обработка и анализ информации при доводке, серийном производстве и эксплуатации авиационных ГТД", 1979,84с.

18. Скибин В.А., Анисимов А, Денисов Ю.М. Применение аналоговой и дискретной аппаратуры при исследовании динамической прочности ГТД. Тезисы докладов на межотраслевой НТК ЦИАМ, 1979,81с.

19. Скибин В.А., Болдырев Е.И. Иванов Г.В., Исследование общих вибраций ГТД гражданской авиации при их подконтрольной эксплуатации. Тезисы докладов на VII Всесоюзной НТК. Конструкционная прочность двигателей. Куйбышев, 1960,24с.

20. Скибин В.А., Биргер И.А., Дубравский Н.Г. Проблемы технической диагностики авиационных двигателей. Тезисы докладов на V Всесоюзной конференции по технической диагностике. Суздаль, 1982,22с.

21. Скибин В.А., Биргер И.А., Болдырев Е.И. Контроль технического состояния авиационных двигателей в эксплуатации. Тезисы докладов Всесоюзной НТК "Методы и средства машинной диагностики газотурбинных двигателей и их элементов" Харьков, 1983,19с.

22. Скибин В.А., Куевда В.К., Талдыкин С. Б. Модель выработки ресурса в системах автоматизированной диагностики состояния авиационных ГТД. Тезисы докладов на всесоюзной НТК. Харьков, 1983,24с.

23. Скибин В.А., Бычков Н.Г., Цыкунов Н.В. Исследование накопления повреждений в процессе знакопеременного малоциклового нагружения при повышенной температуре методом акустической эмиссии. Тезисы докладов 1У Всесоюзного симпозиума "Малоцикловая усталость, механика разрушения, живучесть и материалоемкость конструкций, Краснодар, 1983,58с.

24. Скибин В.А., Бычков Н.Г., Лаврентьева М.А. Исследование процесса накопления повреждений пои термоциклическом нагружении ультразвуковым методом. Тезисы докладов 1У Всесоюзного симпозиума, г.Краснодар, 1983,91 с.

25. Скибин В. А., Комар В.Г., Серов О.Б. Киноголографическая система для исследования вибрационных характеристик двигателей и узлов ГТД. Тезисы докладов 1У Всесоюзной конференции по голографии, г. Ереван, 1982,84с.

, 26. Скибин В. А., Бердникова А.П., Селезнёв В.Г. Применение голографической интерферометрии дли исследования связных колебаний облопаченых дисков газотурбинных двигателей.Тезисы докладов 1У Всесоюзной НТК по голографии, г. Ереван, 1982,112с.

27. Скибин В.А., Огородников Д.А., Боровик В.О. Современные методы доводки двигателя и основные концепции развития испытательного комплекса института. Тезисы докладов на межотраслевой НТК "Совершенствование методов и средств стендовых испытаний ВРД и их узлов", 1988,6с.

28. Скибин В.А., Биргер И.А., Архипов А.Н. Проблемы экспериментальных исследований прочности авиационных двигателей. Тезисы докладов на межотраслевой НТК ЦИАМ. 1988, 26с. .

29. Скибин В.А., Цикунов Н.В. Применение вихретокового метода для контроля вращающихся деталей ПД в процессе стендовых испытаний. Тезисы докладов на межотраслевой НТК ЦИАМ, 1988,12с.

30. Скибин В.А., Селезнёв: В.Г., Ромашов Е.С. Некоторые вопросы съёмки голографических интерферограмм вращающихся колёс при их натуральных испытаниях Тезисы докладов на межотраслевой НТК ЦИАМ, 1988,23с.

31. Скибин В.А., Заблоцкий И.Е., Биланов Г.Л. Состояние и пути развития автоматизации стендовых испытаний авиадвигателей. Тезисы докладов на межотраслевой НТК ЦИАМ, 1988,17с.

32. Скибин В.А., Ведешкин Г.К., Казанцев B.C. Высотный стенд для испытаний ГТД на неустановившихся режимах работы. Тезисы докладов на межотраслевой НТК "Совершенствование методов и средств стендов испытаний ВРД и их узлов", 13-15 декабря 1988,9с.

33. Скибин В.А., Быков А.Ф., Семёнов В.Н. Тенденция развития стационарных компрессорных машин. Тезисы докладов на межотраслевой НТК, 1988, 8с.

34. Скибин В.А., Хориков A.A., Прозоров В,И. Некоторые проблемы вибрационной прочности лопаток роторов осевых турбо-эксгаустеров. Тезисы докладов на межотраслевой НТК, 1988,16с.

35. Скибин В. А., Можаев В.А. НИЦ им. Арнольда - База ВВС США для испытаний перспективных авиадвигателей. Тезисы докладов по межотраслевой НТК, 1988,23с.

36. Скибин В.А., Кузьмин В.Н., Прозоров В.И. Некоторые проблемы повышения вибрационной прочности лопаток роторов осевых турбоэксгаустеров в эксплуатации. Тезисы докладов на отраслевой НТК по вибрационной доводке турбомашин, ноябрь, 1989,84с.

37. Скибин В.А., Ведешкин Г.К. Отраслевой центр для исследования авиадвигателей. Тезисы докладов на XI научных чтениях по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и др. советских учёных-пионеров освоения космического пространства январь-февраль 1991, 104с.

38. Скибин В.А., Цыкунов Н.В. и др. Применение акустических методов для исследования накопления повреждений в материалах при испытаниях на малоцикловую усталость. Труды ЦИАМ №1109, 1985,46с.

39. Скибин В.А., Цыкунов Н.В. Дефектоскопический контроль деталей ротора при их вращении методом вихревых токов. НТ. отчет ЦИАМ №10008, 1983,59с.

40. Скибин В.А., Цыкунов Н.В. и др. Исследование накопления повреждений в процессе знакопеременного малоциклового нагружения при повышенной температуре методом акустической эмиссии. Пробл. прочности, №11, 1983,12с.

41. Скибин В. А., Цыкунов Н.В. и др. Исследование возможности контроля трещин в деталях ротора ГТД вихретоковым методом при больших скоростях вращения. НТ отчет ЦИАМ №10727, 1987,53с.

42. Скибин В.А., Цыкунов Н.В. и др. Исследование возможности обнаружения трещин на внутренней поверхности полых деталей методом акустической эмиссии. НТ. ЦИАМ №10406, 1985,46с.

43. Скибин В.А., Цыкунов Н.В. Контроль трещин в деталях ротора при их вращении методом вихревых токов. Труды ЦИАМ №1118, 1984,62с.

44. Скибин В.А., Цыкунов Н.В. Дефектоскопия вращающихся деталей методом вихревых токов. Труды НТК "Высокое качество и надежность машиностроительной продукции - через исследования, контроль и диагностику". Осенний машиностроительный салон ноябрь, 1991 год, ВДНХ СССР. НПЦ "ИСТОКИ", Москва, 1991,1-4с.

45. Скибин В.А., Павлов Ю.И., Кунаков Ю.Ю. Особенности работы малогабаритных стационарных газотурбинных энергоустановок в составе электросистем ограниченной мощности. Депонированная статья № 272-В98. ВИНИТИ, М., 1998,12с.

46. Скибин В.А., Кунаков Ю.Ю. Андрус А.О. Экспериментальная база для исследования и совершенствования термодинамических и экологических показателей тепловых турбоустановок. Тр. международ. НТК /НАН Украины, Харьков: ИПМаш НАН Украины, 1997,39-44с.

47. Скибин В.А., Страшелюк В.А., Скородумов В.А. Влияние различных топлив на работу авиационного двухвального двигателя в составе наземной газотурбинной установки. Научно-технический сборник «Транспорт и подземное хранение газа», № 5. М.: ИРЦ «Газпром», 1998,56с.

48. Скибин В.А., Павлов Ю.И., Скородумов В.А. и др. Эмиссионные характеристики авиационного двухвального двигателя в составе энергетической газотурбинной установки. Сборник тезисов докладов Всероссийской НТК «Новые материалы и технологии НМТ-98». Ноябрь 1998 г. МАТИ - РГТУ им. К.Э. Циолковского, М. 1998,24с.

49. Скибин В.А., Егоров И.В., Ножницкий Ю.А. Использование авиационных технологий для обеспечения безопасности и повышения эффективности эксплуатации газотурбинных установок». Тр. международ, конф. «Энергодиагностика и Condition Monitoring». 1998 г., ОАО «Газпром». М.: ИРЦ «Газпром», 1999,38-41с.

50. Скибин В.А., Ножницкий Ю.А., Арзамасцев A.A. Новые сферы деятельности авиационного двигателестроения. Сб. докладов по материалам международ. Выставки и НТК «Инновация-98». Октябрь 1998 г. ВВЦ, М.:1999,72-74с.

51. Скибин В.А., Огородников Д.А., Боровик В.О. Работа высотного испытательного комплекса ЦИАМ в условиях конверсии. Труды межотраслевой НТК ЦИАМД995,54с.

52. Скибин В.А., Выходцев С.А., Шлыков В.И.Использование экспериментальной базы НИЦ ЦИАМ для исследования характеристик и доводки газотурбинных установок энергетического, газоперекачивающего и другого назначения. Труды межотраслевой НТК ЦИАМ, 1995,45с.

53. Скибин В.А., Выходцев С.А., Шлыков В.И. Стенд для исследования характеристик ВРД и камер сгорания на метане или природном газе. Труды межотраслевой НТК ЦИАМ, 1995,28с.

54. Скибин В.А., Селезнев В.Г., Преображенский В.В. Исследование газовых потоков методом голографии и проблемы интерпретации картин интерференционных полос. Труды межотраслевой НТК ЦИАМ, 1995, 34с.

55. Скибин В.А., Крупник М.В., Павлов Ю.И. Исследование технологических характеристик и оптимизация режимов работы высотного комплексного стенда. Новые материалы и технологии. Тезисы докладов на Российской НТК «Технологии и оборудование для производства изделий машиностроения». М., МАТИ-РГТУ, Изд-во «ЛАТМЭС», 1998,78с.

56. Скибин В.А., Петров С.Б. Колыбель для авиадвигателей. М., Авиапанорама. 1997,9с.

57. Скибин В.А., Петров С.Б. Возможности испытательных стендов НИЦ ЦИАМ по узловой доводке газотурбинных воздушно-реактив1шх двигателей. Тезисы докладов МНТК «Авиационные технологии 2000». Г. Жуковский, ЦАГИ, 1997,26с.

58. Скибин В.А., Огородников Д.А. Петров С.Б.Работа высотно-испытательного комплекса ЦИАМ в условиях конверсии. Тезисы докладов НТК «Совершенствование методов и средств стендовых испытаний ВРД и их узлов. Моск. Обл., г. Лыткарино, 1996,13-15с.

59. Скибин В.А., Ведешкин Г.К. Щербаков В.И. Научно-испытательный центр авиадвигателей ЦИАМ (Тураево). Техника воздушного флотаМ., №2,1991,89-99с.

60. Скибин В. А., Фаворский О.Н. Цховребов H.H. Создание нормативной базы для сертификации ГТУ, выполненных на базе авиационных ГТД. Сборник трудов. Первая международная конференция «Энергодиагностика» М. ИРЦ Газпром, Т2,1995,29-34с.

61. Скибин В. А., Солонин В.И., Борщанский В.М. ГТУ-ТЭЦ на базе авиадвигателей - энергетический потенциал в России. Конверсия в машиностроении. М., №4, 1996 ,38-43с.

62. Скибин В.А., Солонин В.И., Цховребов H.H. Перспективы авиационных двигателей в развитии транспорта и энергетики. Когазерсия в машиностроении. М., №2, 1996,12с.

63. Скибин В. А., Солонин В.И. Перспективы и проблемы развития авиционного двигателестроения в России. М, Двигатель, №1, 1999,25-26с.

64. Скибин В.А., Насонов В.Н. Петров С.Б. К испытаниям авиадвигателей 21 века. М„ Двигатель, №2, 1999,14с.

65. Скибин В.А., Ножницкий Ю.А. Солонин В.И. Научно-технический задел - основа для создания конкурентно-способных ГТД нового поколения. Тезисы докладов на НТК «Фундаментальные проблемы аэродинамики силовых установок летательных аппаратов», г. Жуковский, , ЦАГИ, 1999,89-90с.

66. Скибин В.А., Иванов М.Я., Ножницкий Ю.А. Научно-технический задел для создания авиационных ГТД. Тезисы докладов на объединенной Международной НТК «Проблемы и перспективы развития двигателестроения в Поволжском регионе. Проблемы конструкционной прочности двигателей» Самара, СГАУ, 1999,21с.

67. Скибин В.А., Ножшщкий Ю.А. Обеспечение прочностной надежности перспективных авиционных ГТД. Тезисы докладов на XXVII международном научно-техническом совещании по проблемам прочности двигателей, 1999,48-49с.

68. Скибин В.А., Блинник Б. С., Темис Ю.М. Математическое моделирование - ключ к созданию двигателя. М, Двигатель, №3, 1999,28-30с.

69. Скибин В.А. Пути развития научно-испытательного центра ЦИАМ для новых поколений авиационных двигателей. Монография, М., Конверсия в машиностроении, 2000

70. Авторское свидетельство №326375. Способ уменьшения резонансных колебаний рабочих лопаток осевых компрессоров./ Скибин В. А., Тюленев В.Н. бюллетень №4, 1972,26с.

71. Авторское свидетельство №322528, Направляющий аппарат осевого компрессора./ Скибин В.А., Тюленев В.Н. бюллетень №36, 1971,15с.

72. Авторское свидетельство №403978,. Датчик замера пульсаций газового потока./ Скибин В. А., Тюленев В.Н. бюллетень №43,1973,28с.

73. Авторское свидетельство №478626,. Устройство дли возбуждения резонансных колебаний рабочих лопаток осевого компрессора./ Скибин В.А., Тюленев В.Н. бюллетень №28, 1975,38с.

74. Авторское свидетельство №712709. Устройство для измерения прогиба ротора./ Скибин В.А., Косяков A.B., бюллетень, №4, 1980,12с.

75. Авторское свидетельство №978632, № 378633 бюллетень №44, № 1152292, № 1062034.. Рабочее колесо турбомашины./ Скибин В.А., Иванов В.П. Ножницкий Ю.А. 1982,29с.

76. Авторское свидетельство № 1452314 Способ определения остаточного ресурса материала детали./ Скибин В.А., . Бычков Н.Г., Лаврентьева М.А. 1986,43с.

77. Авторское свидетельство № 1285899 Система для контроля неэлектропроводных покрытий на внутренней поверхности неэлектропроводящих изделий./ Скибин

В.А., Борисова Т.В., Макаров Н.Г. 1984,32с.

78. Скибин В. А., Павлов Ю.И. Техническое оснащение и технологический процесс испытаний двигателей летательных аппаратов. Уч. пос. ЦИАМ

им. П.И. Баранова,М., 1990,60с.

79. Скибин В.А., Павлов Ю.И. Проектирование стендов для испытания летательных аппаратов. Уч. пос. ЦИАМ им. П.И. Баранова, М., 1991,80с.

80. Скибин В. А., Павлов Ю.И. Узлы и агрегаты технологических систем стенДов для испытания двигателей летательных, аппаратов Уч. пос. МАТИ -РГТУ им. К.Э. Циолковского, 1995,112с.

81. Скибин В. А., Павлов Ю.И. Двигатели летательных аппаратов и особенности их испытаний. Уч. пос. МАТИ, 1992,56с.

82. Скибин В. А., Павлов Ю.И. Техническое оснащение стендов для испытания двигателей летательных аппаратов и их узлов. Уч. пос. НИЦ ЦИАМ, 1994,83с.

83. Скибин В. А., Павлов Ю.И., Шатин Ю.З. Технологическое обеспечение, устройства и оборудование стендов для испытания ВРД и их узлов. Уч. Пос. МАТИ - РГТУ им. К.Э. Циолковского, 1995,118с.

84. Скибин В. А., Павлов Ю.И. Основные методы измерения физических параметров при испытаниях двигателей летательных аппаратов. Уч. пос. НИЦ ЦИАМ, 1997,83с.

85. Скибин В. А., Павлов Ю.И., Добровольский В.И. Особенности конструирования элементов гидравлических систем.. МАТИ - РГТУ им. К.Э. Циолковского. 2000,99с.

86. Скибин В.А., Цыкунов H.B. Methoden Und Mittel Der Wirbelstromkontrolle Des Technischen Zustandes Der Drehbaren Einzelteile Im Endbearbeitimgsvorgange. Thesen für Workshop "Neue Russische Technologien Für Maschinenbau", Berlin, 1994,12s.

87. Skibin V.A., Ogorodnikov D.A., Petrov S.B.. "EXTENSIVE CAPABILITIES OF CIAM'S SCIENTIFIC TEST CENTER". THIRTEENTH INTERNATIONAL SYMPOSIUM ON AIR BREATHING ENGINES., Chattanooga, Tennessee, USA. Volume 1. Forum on International Testing And Evaluation,1997p

88. Скибин B.A. Современные методы и оборудование для испытаний воздушно реактивных двигателей. М.ЛАТМЕС.2000.300с.

89. Скибин В.А. Имитация полетных условий ВРД на стендах испытательного комплекса MJlATMEC.2000.132c.

90. Скибин В.А., Павлов Ю.И. Техническое оснащение и технологический процесс испытания двигателей летательных аппаратов. Учебное пособие. ЦИАМ, М., 2000г. 60с.

91. Скибин В.А., Павлов Ю.И., Хворостухин JI.A., Бойцов А.Г. Под редакцией Скибина В.А. Двигатели летательных аппаратов. Особенности изготовления и испытаний. Учебное пособие. НИЦ ЦИАМ, М., 2000г. 253с.

ТРДЦ(т=15-25)

ТРДДФ

ТРДД (ш-15-25) Пг 63-100

ТРДЦФ Т,=2103-2400 К Конструкция с «алым числом деталей -

ГРДД (т=4-6) нозые технологии

ТРДДФ (т=0,7-2,5) Компрессор осевой двухаальный, Композиционные материалы на основе органических.

ТРДД |т=0,3-2)4 1\=25 50 иктерметаяявдкых.

ТРД(Ф) ТРДД(®) (ш<0,7-2) Малое чисто металлических и

твд Компрессор осевсй ступеной корамхческкх

Компроссор осевой даухвапьный, Компрессор осевой Редукторнай привод матрицах

адчовапьный, П,=14-20 дв/лвальнай, винтогеьтилятора

дзухвальный, П,»20-35 Тг-1550-1900 К

ТРД(Ф) Пгб-13 Турбина ЙяСокопрзчмкв

Компрессор ГурбйНЗ охлаадаемая. сплавы,

сднсаальный ьеохлаадземая. Турбина Т,=1500-1650 К композиционные

цонтробадмый. Т,=1150-1250К охлажаемая, Титан, жаропрочные материалы,

осевой, П.'З-й Сталь, алюминий. Т,* 1300-1450 К оигаы. интерметглляда

Турбина жаропрочные сплавы Сталь, жаропрочные композиционные

несхлаждаемая, сплавы, титан материалы

Т,=1000-1150 ■ СК0,Р119,М63,

Сталь, алюминий Д-20П, Д-ЗО, Д-ЗЗКУ, Д-35.Д-18. ПС-50А, Е.1200

магний АМ-5, АМ-3, РД-5Б, Р-11Ф-300. АЛ-?«, Ни, НК-144, Коиуэй, Спей, Д-433, РД-53, АЛ-31Ф. Д-30 СО, СР6,

ТР-1, РД-10. РД-20. HK-12.AH-20.J-57. ОгимпБЗЗ, леэ, В3.211,С?М56,

БК-1. Дербент, Нин, .1-75,0-7Э, Эзан, ТРЗО Р100,Р404, Р101.

,1-35. Олимп на 150

I . и ш IV ...... . V VI

Рис. 1. Поколения газотурбинных двигателей

чо

35-70 ОД ВСХ. .

•Дтгг. испит адм.

• Спец. коллажи

• Вес.

• ГИ. '

12... 25 ОД BCX3«nyŒ.

• ДЯИ1. КОШПШи. ЭЦИ.УЭЦИ.

• Сад. взятии. Bsc. Сомздшие исгагтчкй.

-СертафиицИ.

• Азродаишшц ГДУ, КЦД. ■ Неоднородюсп, Htauaoutfaocn.

- Тошою» состоя« t, иолы.

- Прочноси, «абропрочаост».

- Ивторади.

- Сксгои лисе« и орышченкй. • MM: ID, ID, 3D.

- Прртаояъ, ресурсное прооаи-ролние (нктдд.ГД, гибропроч-

HOCI», „.).

, Рис.2. Стоимость разработок авиационных двигателей

о m

ЗАКАЗЧИК НИИ ли ОКБ по ЛА

АНАЛИЗ СИТУАЦИИ, ПРОП ЮЗ, ПРОГРАММЫ РАЗВИТИЯ И МОДЕРНИЗАЦИИ

CtüHMOCTW- >ффе«Тк®-

НОСГЬ

КОН*УРС1ГТОСПОСО{|1ЮСИ.

Опыт (уроки прошлого) Маттриалы, технологии (рмс»)

Выбор глргхетрс! Технический обди* дви-гател«

Окспсрныогг&дышя Í4ÍÍ Кооперация ■Экспертиза

?

эи

' 30Ш02МКамнческ0е ' проектирование • Ресурсно - »eco юс проехтнромние Ctohwoctv - •уффета-

НОСТЬ

Криткчесхис элементы, умы, системы ООигк мпмфикацмЯ Программ» обеспечен«* н^асжности Тсхпромфки план Экспсртюа

=Г

Констр.-тсхи. иодг.

РКД

Отработка новых те*-нолоппеаих Процесс!

Технологическое освоение но них материалов

Э»гктро»нал бал Эяектрнчсскад база Кодерам* Экспертиз»

Эксперимент, отработка умои, систем До&од*а Э1Т

- щрвметри -динамки

- прочность Иепитаин* ЛД

- стеклоаые ЭЦИ, ТБК.ДЛ

Отрдбопа агрегатов Комструкгммое яйцо базового дннптел« Эксперт»«»

Уточнение РКД Подляючйкие СП Даитсльные кашанп*

Специальные испытания Летные каштаны .Методологи* }icrjym-их к (управление ресурсом. надежностью) Программа модификаций

РсМОКТЬД* 1СХНОЛОП4Я к система оОсяутким»«* Сертификата, ГСИ

■h

+

ЦИАМ НИИ АН ОКБ

Новые конструкционные материалы, технологические процессы

Новые' технические решения (высоконагружснные ступени, охлаждаемые лопатки, малообъемные экологически чистые камеры сгорания, "сухие" подшипники, сопла с УВТ, шумоглушсиис, ззметность,...)

■í Средства технической диагностики, интеллектуализация САУ -> Электронная и электрическая Саза

Нормативно - техническое обеспечение

Рашигне к модернизация экспериментальной балл

Рис.3.Методология сайда* авиационные двигателей

2000:1 к

1500

1000 500

о

зо.о 20.0

ю.о

О 500

р^, мпа

кг/с

1000

е., кг/с

1000

Рис.4.а. Развитие технологических систем высотных стенд

Всасибсещпя шахта с фильтром

Рис.4.б. Принципиальная технологическая схема газовоздушного контура высотной установки

Сжатый воздух Сжатый воздух

Рис. 5. Схема испытательной установки и имитатора двш ателя.

1У1

Рис.6. Схема установки винтовентилятора на стенде Ц-3.

Рис. 7. Схемы испытаний двигателя в аэродинамической трубе 1

bsJst ?'.»;.« бтима, tsMsäis,^

\ \ /

I,-

л d

üsaambSSl \SÜA

i) -«v ■

0 50

Д)

Рис. 8. Схемы имитации полетных условий на высотныхстевдах:

а)Схемас1цч1со!;!йиет1Кмтр)Со|:ртодом; '■' '

5) Сима стена Ц-l Л со слсршуиовым соплом и вед хотабцшмгом;, '•

в)ПрйИфд'озсйпа1ныхдашен1Шит-.1ШШ1Й1т1Шдаз.|с|11[й; 1

г) Схема стенда Ц-4Н с универсальным ямитпроы неоднородности а двигателем,

XI Обшсд чшчеилй окружной неравномерное», имитируемой сешсптсм икгерцгатора.

t со

Рис. 9. Схема функционирования стенда с имитатором неоднородности потока.

оо >г>

а)

/\

/ \ / ч

/ "V

/ *

6,0

4,0

2.0

/ /!

/ ;

V / о—

г

/

\

□ \

/

/

—/......

; \ 1,-2,5

3

Л

? N

_ .....

2,0

4,0

Аа,„%

б)

Рис. 10. Рапшренис области кмитаиди окружной неравномерности и пульсации при установке второго интерцептора:

а) Схема установки;

б) Опасть имитация

^ИКП

0 0.5/0,5

0 О.ЗЛ.5

и 0,3/0,3

Генератор тепловых возмущений с водородной горелгой

дт, к

Определение грнпгчееккх вах гаошошшчеагай усгойчнаосхн ГТД уровней юшш »ощущений.

= ( Т-Тн)/Т„ =

=/(<р^ Д7Л, /» п)

Решаемые мдачи

^ Оценка чугсшпелшоян ГТД «ком-биннроютшм ( ютатшм н аэродгага инчесыш) кшущамм

ат = Мгрва,/ЗГ ^

= (¿¡Курсам-агхЗТ vw--

-awxW)/(SГ\xW)

У Определение огпннашлого облжа систем запит от поштажа к оценка их зффепнв-носш 1 экстремальных условиях.

Кспз- 1/(Лтш„хдТт + + 0,25хЛ-СК!<я Х(8П1 +8п-)

Рис. 11. Метод испытаний ГГД в условиях тепловых возмущений

Мк

Рис.12.Расходная и моментная характеристика компрессора

m г

Рис. 13. Моментная характеристика турбины.

R,Krc 4800

4000 -

3200 -

2400

1600

SOO

-о

э-—

S3 84 85

i i-1-,-,-,-1

87 88 89 90 91 92 93

и,%

Рис. 14. Выбор точек плана, H=11+18км, M»Const, n=84-f-92%.

•■ivo

"-К.

О • 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800

Рис. 15. Сравнение результатов испытаний с математической моделью двигателя ДВ-2.

о\

7Г,

<*(К)

Рис. 16. Линии рабочих режимов на характеристике компрессора на установившихся и перехрдных режимах.

УЗ

ю

80 85 30 85 100

Кис. ■ 1Изменение частоты вращения вентилятора N8 от частоты вращения компрессора Ык м - установившийся режим

--- переходный процесс (уменьшение N3 за 200 с,

частота измерений 1 Гц)

Сякг/кгс*час

0.84

0,8

0,70

1000

• ----------------

" V « • х ♦ * V* • Л^ .....-........ ----------------

•Г . ^ *

Ау • * * » ГЧ * * * • • • • • • • ► « •

•« • * < • • *

•

1500

2000

2500

3000

3500

4000

4500

92

789

кг

5000

Рис. 18/ Зависимость удельного расхода топлива от тяги » - установившийся режим

-- переходный процесс (уменьшение N0 за 200 с,

частота измерений 1 Гц)

Рис. 19, Учет влияния неоднородности потока при измерении расхода иоздуха: а) Функция распределения шотнос-ш вероятности;

о\

ЧО

о

• Р = 0,05

Р = 0,1 Р = 0,25

-Я = 0,1 5

1.5

2.5

з а

Ю.20. Исследование эффективности рабочей части стенда испытаний 1ВРД

Рис.21 .Схема аэродинамических испытаний ГПВРД с «горячим» соплом

в хечение испытаний газогенераторов ТРДД.

жкма - модернизация

• Обеспечение проведения испытаний на бохыхих высотах при налах Ц, (малых С?,,

• Регулирование Р*,, я Г*е, воздуха на переходных режимах

• Выравнивание поля полного давления уменьшение пограничного слоя

• Слив температурного пограничного слоя на переходных режимах

• Газодинамическая устойчивость течения в кормовой части барокамеры

• Повышение давления на входе Р*„ до бата

• Эжекторное регулирование давления в барокамере на переходных режимах

-о ш

Рис.23.Схема реконструируемой проточной части стенда Ц-1А

Рис.24. Планировка испытательного комплекса Ц16

ис. 25. Схема рабочей части стенда

, Компрессор двухкаскадный, двухконтурный 2. Присоединенный эубопровод. 3. Барокамера. 4. Дроссель внутреннего контура. 5. россель наружного контура. 6. Выходная улкгка. 7. Устройство ззгрузки осевых сил. 8. Редуктор. 9. Объединительная коробка. 10. олодильная турбина. П. Газовая турбина. 12. Входное устройство -змниската.

СИСТЕМА БАЛЛОННОЙ ПОДАЧИ ОХЛАЖДАЮЩЕЙ ВОДЫ

ЭПЕКТРОЛОДОГРЕВАТЕЛИ ВОЗДУХА

□1 1

АИИС

СИСТЕМА ГАЗОАНАЛИЗАТОРОВ ФИРМЫ "6ЕКМАН"

Рис.26. Технологическая схема стенда Ц-5/2

I

'ис.27. Схема препарировки проточной части газотурбшшого привода ГТУ.

Рис.28.Развитие холодильно-осушителыюй станции.

.2А-315

Рис.29.а. Схема агрегата турбохолодильной установки.

Рв, кг/см' 3,001

2,00-

(Г) ® ай (т ® ф

/п

71

/ /

/

/

/; /;

г / / /

7

I...VI-различные

технологические схемы работы ТХА-1Л

Тв,К

150 200 250 300 350 400 450 500

Рис.29.б. Параметры воздуха на выходе из турбохолодильного агрегата

ПОВЫШЕНИЕ ИНФОРМАТИВНОСТИ

ЧИСЛО КЛЯЛЛОВ ПОГРЕШНОСТЬ БЫСТРОДЕЙСТВИЕ

■ ЧВДУЛЬИЙЙТНВ!» " .я.,-. лла-атЛ , Л<Л2% N Н(

ртг'

МОДУЛЬСИСГОМЫ

.пишвдиада.

¡''»тжшмсдачь . Д=<Ш% №15 квают -

• , л м*гли-ппхте о'.ттт*1

лгкмывмгага ,; ттвглтур;

Рис.30. Развитие измерительных систем НИЦ ЦИАМ

Основная цель: Обеспечение

Разработка НТД

- паспортизация

- методы испытаний

- методики измерений

Совершенств ование эталонной базы

Аккредитация МС

- поверка СИ

- аттестация поверителей

- испытания типа ИС

Испытательные стенды

Рис. 31. Развитие метрологического обеспечения ЦИАМ

ш

.Г-2-Зк-Г

I: ?к? рал к»« а-'^е гг та

Тчвлгйггчакк

ТГ

I

И:?

| к Мя

Т. '-'.1, V С — -: } ья^'ття гсу:.1.Л;(Эя

* —Л—,:

I >*с©( .•со;

Т" I "ТГ 1 Г 1 I ■! ' 11

П. Г.РС !

т

гс ,! ' - I

. ]_. •_______

4—=: _г

Лок^тьаая сегь

I I

; 1 | »

5 !

I I

! : I I

,--------- I '( ( —- " .....1 I' ' I1

, ±1 - о —сЬ * |

т £

Г( V НПО- « V ЯХГРр 1 адср?- ¿¿г;;■ вужгмга. '.гслтгогьи;.1 _

Псотдасг ^ V

а.

Дисплеи оператора

о с:

спо

оСраоотк»»

СПО с<х>ра Диспетчер

к

спо

АРМО

субл

ото

АРМИ

б.

Рис.32.Распределение функций САУ на высотном стенде Ц-4Н,

5ис.34. Основные проблемы создания и реконструкции высотного стенда

6»/5"

1.75 -

1.25 i -•

1 О

0.75 ••• 0.5 0,26

О

О

0 4 d =d/Di I

Рис 35. Зависимость относительной толщины диссипативного слоя Эт величины d/Dl

Рис.36 . Зависимость наименьшей длины сопла от коллекторности сопла т

Рис.37. Схема экспериментальной установки.

Г Ц ст/1<Р>

"С го — (о)

Рис.38 . Схемы картин течения воздушного потока в барокамере.

Рис.39. Зависимость величины АР к от относительной площади барокамеры Рк

а.

Рис.40 . Зависимость степени повышения давления в выхлопном диффузор от величины ттс2 • - эксперимент ---- расчет

"ис.41. Зависимость относительной величины лскр от коэффициента эжекции

iV©

'ис.42 Эжекторное регул1фоваш1е Рк на переходных режимах

* Определена (ттймадмшяллшгд . '■

.'■ ...раеходньге' хар:!К!е}1П{:1ики

* Обт?ечеио ;

* '-у^ейьшеай ташиш

^ Г1

| Т.о. л

Рис.43. Управление температурным пограничным слоем на стенде Ц-4Н.

о

ис.44. принципиальная схема газовоздушного контура стенда Ц-4Н -ресивер;2-термобарокамера; 3-холодильник; 4-выхлопная шахта; 5-азосборный коллектор;6-авиадвигатель; 7- подача воздуха для эжекторного егулирования давления в термобарокамере

ис.46 . Расходные характеристики дросселей с поворотными заслонками ) влияние относительного давления Р2/Р] на величину ЦуСЛ;

б) влияние угла поворота на величины цусл и Цо.

ис.47. Зависимость коэффициента аэродинамического момента т от угла эворота а поворотных заслонок.

Рис.48.Изменение коэффициента аэродинамического момента т и коэффициента расхода от угла ©.

Рис.49. Зависимость коэффициента расхода односеделыюго дросселя цус„ от относительного давления Р2/Р1

6кг!с

(га юо 8& 60 Но го о

Н Тс

Рв* :КП°>>

ис.50.Изменение параметров воздуха в ресивере в зависимости от араметров газогенератора на земном переходном режиме

Ш-1

Термоплра.

7 Вид А * 1 П 0 ¿Раз!

Рис.51. Схема экспериментальной установки модели для исследования смесителя пилогаюго типа

о,ов

О. О 7 О,Об 0.05 0.04 О.ОЗ 0.02 0.01

~Т"

0,18

........._±

К=0,5

Рис.52. Зависимость безразмерного параметра температурного поля от длины камеры смешения

з

'ис.53. Схемы экспериментальных установок для исследований вихревого :месителя (а) и смесителя с Б-образным отводом (б)

3- 4 » « Л

Спектры и плотности распределения огибаюших вибрационных напряжений в лопатках ГТД при случайных колебаниях: (а, б, в) - коэффициент вариации 0,52; (г, д, е) - коэффициент вариации 0,42

А , МПа

500 400

300 200

т

я »

10

10

104

10 ' N. циклы

Результаты испытаний лопаток на усталость: © - синусоидальное нагружение. ■ - случайное нагружение

Рис.54.Исследование напряжений в лопатках ГТД.

!<1 +20- диск (8170 Гц).

гун:-*»1»

[нтерферограмма лопатки ентилятора.

-'•л'.:'; ч*Л I Г^

щшуу//

^^■СЛ'ЛГ^у У / \ Ч ЧЧч .

Спектр частот колебаний колеса ротора.

* ] 1 - ■ х '—^

Я':.../

.....Ш?

•• ; • ; у

И ■ '

'. "7 \ V ;

Распределение главных напряжений

эормы колебаний шестерни.

Распределение главных напряжений.

ис.55. Голография в прочностном эксперименте.

Технические характеристики:

Ымах привода — 750кВт Им ах = ЗООООоб/мин иагреиа — 700кВт

Тмах диска ==

Тлянт. и с«. цикла = З-ЗОМИН

Максимальный перепад температуры по радиусу диска более 500°С

Стандартный полетный иикл 4часа >

ПОЛ —— ТстуП

— — п

X, В

Неизотермический испытательный цикл (Т = 8мин) п, 4 8000

Т,-С

Т,мш»

Лю^у Тступ

Т,М1Ш

Рис.56.Циклические испытания дисков и рабочих колес ГТД на разгонно* стенде.