Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ДОВОДКИ ОПЫТНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям.

Известен двухконтурный, двухвальный газотурбинный двигатель (ГТД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва, изд. «Наука», 2011 г., стр.19-46, рис.1.24).

Известен газотурбинный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989, с.12-88).

Известен способ испытания авиационных газотурбинных двигателей, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 A1, опубл. 10.08.2004).

Известен способ испытаний газотурбинного реактивного двигателя, заключающийся в создании на входе в двигатель неравномерности потока воздуха путем установления сеток во входном канале для определения границы устойчивой работы компрессора. Для введения компрессора двигателя в помпаж требуется набор сеток, которые устанавливаются во входной канал поочередно последовательно ступенчато, увеличивая неравномерность, что приводит к увеличению количества запусков, затрат энергии и времени для установки сеток во входной канал и проведения испытаний (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных газотурбинных двигателей. Москва: Машиностроение, 1979, 288 с., стр.13-15).

Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, который дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником-охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Регулируемый интерцептор установлен на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора (RU 2199727 C1, 27.12.2004).

Недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний, выполняемых известными способами, и, как следствие, недостаточно высокая надежность оценки важнейших параметров двигателя в широком диапазоне режимов и условий эксплуатации. Наиболее существенным из указанных недостатков является необходимость многократного останова двигателя в процессе испытаний и многократной замены интерцепторов с различной аэродинамической прозрачностью, создающих ту или иную степень аэродинамических помех и снижения или увеличения потока воздуха, поступающего в испытуемый двигатель. Известная технология испытаний приводит к необходимости многократных запусков двигателя в процессе испытания и связана с пережогом топлива и непроизводительными затратами времени и труда испытателей.

Задача заключается в разработке способа доводки опытного газотурбинного двигателя, совокупность технических решений которого обеспечивает возможность оптимального регулирования допустимой тяги в полном диапазоне газодинамической устойчивости работы компрессора без вхождения двигателя в помпаж, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания на этапе доводки опытных ГТД при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги.

Поставленная задача решается тем, что в способе доводки опытного газотурбинного двигателя, согласно изобретению, доводке подвергают опытный двигатель, выполненный двухконтурным, двухвальным, при этом доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ГТД; на каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам статистически репрезентативное количество, преимущественно, от одного до пяти экземпляров и проводят обследование состояния каждого испытанного из упомянутого количества экземпляров опытного двигателя; для анализа и оценки состояния при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного двигателя, обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль, в том числе компрессор низкого давления (КНД) с входным направляющим аппаратом (ВНА), содержащим силовые радиальные стойки, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов и равномерно разнесенные в плоскости входного сечения с угловой частотой размещения стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед./рад, а также ротор с валом, содержащим, предпочтительно, не более четырех рабочих колес с системой лопаток; газогенератор, включающий сборочные узлы - промежуточный корпус, компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления; последовательно расположенные за газогенератором, соосно установленные турбину низкого давления; смеситель; фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, предпочтительно, разъемно прикрепленное неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, аналогично прикрепленное к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги; а также установленный над основной камерой сгорания во внешнем контуре модуль воздухо-воздушный теплообменник, при необходимости обследуя любой не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей последнего, кроме того, обследуют и производят необходимую доводку коробки приводов двигательных агрегатов (КДА) и объединяющих указанные модули электрическую, пневматическую, гидравлические - топливную и масляную системы, включая при необходимости замену датчиков, командных блоков, исполнительных механизмов и кабелей систем диагностики и автоматического управления двигателем; при этом подвергают доводке опытный ГТД, ось вращения указанного поворотного устройства реактивного сопла которого выполнена повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого двигателя; причем в программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора; для этого испытуемый опытный двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством, которое снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке воздуха, подаваемого в двигатель, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж; повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях; экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя; после устранения выявленных на первом этапе доводочных испытаний дефектов и выполнения необходимой доработки опытного двигателя приступают к следующему этапу доводки, выполняя испытания, анализируя результаты и устраняя дефекты по алгоритму, аналогичному алгоритму первого этапа, и повторяют этапы в итерационной последовательности количество раз, необходимое и достаточное для доведения параметров опытного ГТД до уровня соответствия требованиям, предъявляемым на приемо-сдаточных испытаниях.

Испытания на ГДУ опытного ГТД могут производить на стенде, имеющем входное аэродинамическое устройство, снабженное выдвижным, преимущественно, дистанционно управляемым интерцептором, регулируемо пересекающим воздушный поток, подводят к двигателю и создают на входе неравномерность воздушного потока, затрудняющую подачу воздуха, и доводят двигатель до помпажа, фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора, при этом не доводят двигатель до останова; градуируют шкалу положений интерцептора, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения, затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности, которые задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора в положения, соответствующие определенной неравномерности потока, и при положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ», и при достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

Доводке могут подвергать опытный двигатель, ВНА КНД которого содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, соединяющие наружное и внутреннее кольца ВНА с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса двигателя на переднюю опору, причем, по меньшей мере, часть стоек совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора КНД.

Доводке могут подвергать опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема F_{вх. пр} ВНА КНД которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн, ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.

После определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора в аэродинамическом потоке в последующем могут применять указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы ГТД, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя, при этом интерцептор также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.

При выполнении повторных статистических испытаний на ГДУ или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя могут производить на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке способа доводки газотурбинного двигателя, выполненного с улучшенными эксплуатационными характеристиками и более надежным определением границ возможного варьирования тяги в пределах допустимого диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора. Это достигается за счет применения в двигателе разработанной в изобретении совокупности основных модулей с параметрами и техническими решениями регулирования подачи воздуха без введения двигателя в помпаж, которые проверены предложенной в изобретении системой испытаний на газодинамическую устойчивость компрессора с упрощенной технологией и сокращением трудо- и энергоемкости испытаний. Предложенная система построена на применении выдвижного интерцептора с регулированием подачи воздуха без останова процесса испытания, а также разработанной градуированной шкалы выдвижения интерцептора в воздушный поток, поступающий в двигатель. Выдвижной интерцептор обеспечивает создание процентно выверенного снижения поступления воздуха и создаваемой неравномерности потока до граничного значения, при котором сохраняется газодинамическая устойчивость. Технология испытания на этапе доводки опытного ГТД по настоящему изобретению обеспечивает возможность надежного определения экспериментально подтверждаемого запаса газодинамической устойчивости. Применение изобретения открывает возможность обеспечить по предложенной системе работу двигателя в допустимом диапазоне ГДУ на новом, более высоком уровне надежности и эксплуатации с лучшим качеством.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез;

на фиг.2 - входное устройство аэродинамической установки для испытаний двигателя, снабженной интерцептором, вид сбоку;

на фиг.3 - разрез по A-A на фиг.2, где H_и - высота интерцептора, D_кан - диаметр канала входного устройства;

на фиг.4 - входной направляющий аппарат компрессора низкого давления, вид сверху.

В способе доводки газотурбинного двигателя доводке подвергают опытный двигатель, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку двигателя производят поэтапно, для чего разрабатывают программу и алгоритмы доводочных испытаний опытного ГТД. На каждом этапе подвергают испытаниям ГТД на соответствие заданным параметрам статистически репрезентативное количество, преимущественно, от одного до пяти экземпляров двигателей и проводят обследование состояния каждого испытанного из упомянутого количества экземпляров опытного двигателя. Для анализа и оценки состояния ГТД при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного двигателя. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль.

ГТД содержит не менее восьми модулей - от компрессора 1 низкого давления до всережимного поворотного реактивного сопла. КНД включает входной направляющий аппарат 2, а также ротор с валом 3, содержащим, предпочтительно, не более четырех рабочих колес 4 с системой лопаток 5. ВНА 2 содержит силовые радиальные стойки 6, состоящие из неподвижного полого и управляемого подвижного элементов. Радиальные стойки 6 равномерно разнесены в плоскости входного сечения с угловой частотой размещения стоек в диапазоне (3,0÷4,0) ед./рад.

Газогенератор включает сборочные узлы, а именно, промежуточный корпус 7, компрессор 8 высокого давления, основную камеру 9 сгорания и турбину 10 высокого давления. За газогенератором последовательно расположены и соосно установлены турбина 11 низкого давления, смеситель 12, фронтовое устройство 13, форсажная камера 14 сгорания и всережимное поворотное реактивное сопло. Указанное сопло включает поворотное устройство 15, предпочтительно, разъемно прикрепленное неподвижным элементом к форсажной камере 14 сгорания, и регулируемое реактивное сопло 16, аналогично прикрепленное к подвижному элементу поворотного устройства 15 с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги.

Над основной камерой 9 сгорания во внешнем контуре ГТД установлен модуль воздухо-воздушный теплообменник 17, при необходимости обследуя любой не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей последнего. Кроме того, обследуют и производят необходимую доводку коробки приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано) и объединяющих указанные модули электрическую, пневматическую, гидравлические - топливную и масляную системы, включая при необходимости замену датчиков, командных блоков, исполнительных механизмов и кабелей систем диагностики и автоматического управления двигателем.

Подвергают доводке опытный ГТД, ось вращения поворотного устройства 15 реактивного сопла которого выполнена повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по направлению полета) для правого двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по направлению полета) для левого двигателя.

В программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора. Для этого испытуемый опытный двигатель размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством 18. Устройство 18 снабжено регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором 19 с отградуированной шкалой положений интерцептора в потоке воздуха, подаваемого в двигатель, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. Повторяют испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях. Экспериментально подтверждают область газодинамической устойчивости работы и, по меньшей мере, в режиме с наименьшим запасом газодинамической устойчивости выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя. После устранения выявленных на первом этапе доводочных испытаний дефектов и выполнения необходимой доработки опытного двигателя приступают к следующему этапу доводки. На следующем этапе выполняют испытания, анализируют результаты и устраняют дефекты по алгоритму, аналогичному алгоритму первого этапа. Этапы повторяют в итерационной последовательности количество раз, необходимое и достаточное для доведения параметров опытного ГТД до уровня соответствия требованиям, предъявляемым на приемо-сдаточных испытаниях.

При испытаниях на ГДУ опытный ГТД размещают на стенде с входным аэродинамическим устройством 18 и создают на входе неравномерность воздушного потока, затрудняющую подачу воздуха и доводят двигатель до помпажа. Фиксируют границу устойчивой работы двигателя, засекая при появлении признаков помпажа отметку критического положения интерцептора 19. При этом не доводят двигатель до останова. Градуируют шкалу положений интерцептора 19, соответствующих росту неравномерностей в аэродинамическом потоке и снижению поступления потока в двигатель в долях от критического помпажного значения. Затем по результатам определения границы устойчивой работы компрессора испытуемого двигателя определяют для одного, а при необходимости последовательно для выбранного объема репрезентативных режимов пограничную и промежуточные неравномерности. Указанные неравномерности задают путем последовательного установления выдвижного интерцептора 19 в положения, соответствующие определенной неравномерности потока. При положениях, последовательно приближенных к критическому, выполняют встречную приемистость по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения в положение «малый газ». При достижении значения частоты вращения, соответствующего значению отрабатываемой неравномерности, выполняют приемистость двигателя на максимальный режим путем перевода рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» и определяют запасы по газодинамической устойчивости компрессора двигателя.

Доводке подвергают опытный двигатель, ВНА 2 КНД 1 которого содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки 6, соединяющие наружное и внутреннее кольца 20 и 21 соответственно ВНА 2 с возможностью передачи нагрузок от внешнего корпуса 22 двигателя на переднюю опору. По меньшей мере, часть стоек 6 совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора КНД.

Доводке подвергают опытный ГТД, площадь фронтальной проекции входного проема F_{вх. пр} ВНА 2 КНД 1 которого, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала 23, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца 20 ВНА 2, а на меньшем радиусе внутренним контуром внутреннего кольца 21 ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения F_зт, создаваемого фронтальной проекцией кока 24 и радиальных стоек 6, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга F_плн, ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца 20 ВНА в плоскости входного проема.

После определения критической точки перехода двигателя в помпаж и составления шкалы положений интерцептора 19 в аэродинамическом потоке в последующем применяют указанную экспериментально полученную шкалу с фиксированной точкой критического положения интерцептора для проверки газодинамической устойчивости работы газотурбинных двигателей, в том числе при выполнении встречной приемистости по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения и выполнение приемистости для определения запаса газодинамической устойчивости работы компрессора двигателя. При этом интерцептор 19 также не доводят до критического помпажного положения на допуск безопасности, составляющий 2-5% от критического.

При выполнении повторных статистических испытаний на ГДУ или при ускоренном цикле испытаний проверку газодинамической устойчивости работы двигателя производят на режиме или режимах с заданием уровня неравномерности и общего снижения поступления воздушного потока в двигатель, максимально приближенных к критическому помпажному уровню с сокращением или исключением промежуточных режимов.

Пример реализации испытания газотурбинного двигателя на этапе доводки опытного ГТД.

На стадии доводки испытанию подвергают опытный двухконтурный ГТД с минимальной проектной газодинамической устойчивостью на частоте вращения ротора 0,8 Макс, где Макс - максимальные допустимые обороты ротора данного двигателя.

Устанавливают двигатель на испытательном стенде и сообщают с входным аэродинамическим устройством 18 через фланец 25. Устройство 18 снабжено регулируемо-управляемым выдвижным интерцептором 19, установленным с возможностью пересечения подаваемого в двигатель воздушного потока. Интерцептор 19 выполнен с возможностью создания неравномерности и регулирования количества поступающего в двигатель воздуха в интервале от 0 до 100% путем нулевого, промежуточного или полного перекрытия площади рабочего сечения входного аэродинамического устройства 18. Для этого интерцептор 19 снабжен электроприводом, содержащим приводной шток 26 с гидроцилиндром 27, и шкалой выдвижения интерцептора 19, отградуированной с шагом в 1% от площади входного сечения воздушного потока, подаваемого в двигатель.

Выводят испытуемый ГТД на режимы вращения ротора от «малого газа» (МГ) до Макс с шагом изменения оборотов от режима к режиму 0,05 Макс и с последовательной итерацией к границе потери газодинамической устойчивости. Для этого на каждом из режимов последовательно выдвигают интерцептор 19 в сечение воздушного потока с шагом (1-5)% от площади указанного сечения, доводя до признаков появления помпажа. В результате данного этапа испытания определяют граничное значение частоты вращения ротора с минимальным запасом газодинамической устойчивости, составляющее 0,8 Макс при выдвижении интерцептора 19 на 73%.

Затем путем обратного перемещения интерцептора 19 в интервале до 7% от максимального положения, при котором произошел срыв в помпаж с потерей газодинамической устойчивости, устанавливают, что при смещении интерцептора 18 на 5% признаки помпажа отсутствуют, двигатель работает устойчиво.

Проводят анализ результатов испытаний, принимая во внимание, что результирующие испытания выполнены без срыва в помпаж при максимальном введении интерцептора 18 на оборотах ротора, создающих минимальный запас устойчивости, устанавливают границу газодинамической устойчивости работы данного типа ГТД в полном диапазоне рабочих оборотов ротора двигателя.