Способ предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турборективного двигателя (трдд) на взлетном режиме и устройство для его осуществления

Способ предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме заключается в том, что производят интенсивное охлаждение корпуса компрессора высокого давления воздушным потоком из наружного контура, который обдувают с относительной скоростью λ>0,1 в течение интервала времени 0,2·t₀<Δt<0,8·t₀ и возвращают воздух в проточную часть наружного контура, где t₀ - время, через которое дополнительное увеличение радиальных зазоров, вызванное нестационарным тепловым процессом после завершения приемистости двигателя, становится равным нулю. Устройство предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме содержит охладитель, выполненный в виде кольцевого экрана, расположенный вокруг корпуса компрессора высокого давления и образующий кольцевой канал вокруг этого корпуса. Площадь проходного сечения кольцевого канала определяется по защищаемой изобретением формуле. Кольцевой канал соединен впускными и выпускными патрубками с проточной частью наружного контура авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя. На впускных патрубках установлены воздухозаборники с регулируемой площадью, снабженные приводным механизмом. Изобретение предотвращает помпаж авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме путем сдерживания увеличения радиальных зазоров в компрессоре высокого давления и повышения температуры газов перед турбиной. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения.

При эксплуатации авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) нередки случаи, когда при взлете самолета происходит помпаж двигателя. В результате создается аварийная ситуация, в лучшем случае происходит отмена рейса и досрочный съем двигателя для ремонта. Такая ситуация возникает, когда двигатель, имеющий пониженные запасы устойчивости, выводится на взлетный режим без достаточного предварительного прогрева.

Это связано с тем, что после выполнения переходных режимов работы двигателя происходит неодинаковое изменение по времени линейных размеров деталей компрессора - корпус компрессора прогревается быстрее ротора. В результате, на некотором интервале времени по ступеням компрессора высокого давления (КВД) реализуются радиальные зазоры, значительно превышающие расчетные. По мере прогрева ротора радиальные зазоры в КВД возвращаются к расчетным значениям. Вследствие увеличения радиальных зазоров происходит уменьшение запасов газодинамической устойчивости, что в ряде случаев и приводит к помпажу двигателя на режиме взлета самолета. Одновременно с уменьшением запасов газодинамической устойчивости происходит также уменьшение производительности и коэффициента полезного действия КВД, что вызывает повышение температуры газов перед турбиной, приводящее к ограничению ресурса двигателя.

По оценкам FAA в США насчитывается 546, а во всем мире - 2200 двигателей с подобными недостатками. Общая стоимость операций по техобслуживанию и ремонту деталей ТРДД после помпажа на взлетном режиме оценивается в 8,7 миллионов долларов (см. Air et Cosmos, 2001, 11/V, №1795, р.31).

Известен способ предотвращения помпажа (см. патент США №3267669, кл. 60-39.28, опубликован 23.08.66), который при начале помпажа перепускает часть топлива из топливной магистрали в топливный бак. Недостатком этого способа является то, что он реагирует на уже произошедший помпаж и предотвращает его дальнейшее развитие, но при этом происходит значительное уменьшение тяги двигателя.

Известно также устройство, выполненное в виде кольцевого экрана, расположенного вокруг корпуса компрессора и образующего вокруг него кольцевой канал (SU 1064695, F 02 C 7/12 "Газотурбинная силовая установка"), в котором газ, отбираемый от компрессора, обтекает корпус снаружи. Недостатком этого устройства является его низкая эффективность. Это связано с тем, что тепловой поток пропорционален плотности потока массы газа, обтекающего корпус, и разности температур между корпусом и газом.

Используемый для охлаждения высокотемпературный газ, отбираемый от средних ступеней компрессора, имеет малую величину разности температур между корпусом и газом и обтекает компрессор с относительно малой скоростью, т.е. имеет малую величину плотности потока массы.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является способ (см. патент США №3868625, кл. 340-27, опубликован 25.02.75) для определения угрозы или начала срыва. Для этого измеряют высокочастотные пульсации давления и среднее давление в наружном контуре двухконтурного двигателя. На ЭВМ рассчитывают отношение амплитуды высокочастотных пульсаций давления к средней величине давления, и это отношение непрерывно сравнивают с контрольной величиной. Если вычисленное отношение превышает контрольную величину, то вырабатывают сигнал в систему регулирования двигателя. Существенными недостатками прототипа является то, что увеличение уровня высокочастотных пульсаций уже свидетельствует о развитии срывных процессов в компрессоре. Выдача сигнала в систему регулирования двигателя приводит к изменению рабочего режима, то есть к уменьшению тяги двигателя, что недопустимо при взлете самолета.

Задача изобретения - предотвращение помпажа авиационного ТРДД на взлетном режиме не вмешательством в рабочий процесс, а путем устранения причины, приводящей к значительному уменьшению запасов газодинамической устойчивости и ухудшению характеристик.

Технический результат достигается тем, что на взлетном режиме производят интенсивное охлаждение корпуса компрессора высокого давления (КВД) воздушным потоком из проточной части наружного контура ТРДД с относительной скоростью λ>0,1 в течение заданного интервала времени 0,2·t₀<Δt_зад.<0,8·t₀, а затем возвращают воздух в проточную часть наружного контура, где - время, через которое дополнительное увеличение радиальных зазоров, вызванное нестационарным тепловым процессом после завершения приемистости двигателя, вновь становится равным нулю. Нижний предел задаваемого интервала времени Δt_зад.=0,2·t₀ превышает время работы двигателя на взлетном режиме, что гарантирует безопасность взлета самолета. Верхний предел задаваемого интервала времени Δt_зад.=0,8·t₀ гарантирует, что величина радиального зазора не станет равной нулю. Здесь в формуле, определяющей t₀:

r_к - радиус последней ступени КВД, размерность - м;

r₀=0,24 - радиус последней ступени эталонного КВД, размерность - м;

π_к - суммарная степень повышения давления в компрессоре внутреннего контура на взлетном режиме работы двигателя;

k₁=11,1 - коэффициент аппроксимации, размерность - время, с;

k₂=22,1 - коэффициент аппроксимации, размерность - время, с;

k₃=11,3 - коэффициент аппроксимации, размерность - время, с;

- отношение тяги на режиме прогрева двигателя к тяге на взлетном режиме;

λ=V/а_кр - величина относительной скорости потока в пространстве между экраном и корпусом КВД;

V - физическая скорость потока, размерность - м/с;

а_кр - критическая скорость потока, размерность - м/с.

Заявляемое устройство отличается от известного устройства тем, что для того, чтобы получить максимально возможные величины скорости потока и, соответственно, теплоотвода, необходимая площадь проходного сечения кольцевого канала определяется выражением S=(R·Т_H/Р_H)·G_охл./(λ·а_кр·π_в ^2/3), а сам кольцевой канал соединен впускными и выпускными патрубками с проточной частью наружного контура ТРДД, причем на впускных патрубках установлены воздухозаборники с регулируемой площадью, снабженные приводным механизмом, где

S - площадь, размерность - м²;

R - газовая постоянная, размерность - Дж/(кг·К);

Т_H - температура воздуха перед двигателем, размерность - К;

Р_Н - давление воздуха перед двигателем, размерность - Па;

G_охл - физический расход воздуха, направленного на охлаждение корпуса КВД, размерность - кг/с;

λ=V/а_кр - величина относительной скорости потока в кольцевой щели между экраном и корпусом КВД;

V - физическая скорость потока, размерность - м/с;

а_кр - критическая скорость потока, размерность - м/с;

π_в - степень повышения давления в наружном контуре на взлетном режиме.

На фиг.1 изображено устройство, реализующее описываемый способ.

На фиг.2 показана структурная схема управления входной площадью воздухозаборников.

На фиг.3 показаны зависимости от времени величин радиальных зазоров над рабочими колесами КВД, уменьшения величин расхода воздуха, КПД и запасов устойчивости КВД, вызванных такими зазорами при обдуве корпуса потоком с относительной скоростью λ=0,01.

На фиг.4 показано изменение тех же параметров, но при обдуве корпуса потоком с относительной скоростью λ=0,3.

Устройство, реализующее способ, включает в себя кольцевой экран 1, расположенный вокруг корпуса 2 КВД и образующий кольцевой канал 4 вокруг этого корпуса. Канал 3 соединен впускными патрубками 4 и выпускными патрубками 5 с проточной частью наружного контура 6. На впускных патрубках 5 установлены воздухозаборники 7 с регулируемой площадью, снабженные исполнительным механизмом 8. Исполнительный механизм 8 управляется бортовой ЭВМ 9, использующей сигналы от датчика 10 режима работы и датчика 11 приемистости двигателя.

Способ предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) на взлетном режиме осуществляется следующим образом.

По сигналу датчика приемистости 11 бортовая ЭВМ 9 выдает сигнал на исполнительный механизм 8 для увеличения площади воздухозаборников 7, т.е. для начала интенсивного охлаждения корпуса 2 КВД, и одновременно регистрирует режим работы двигателя, с которого началось выполнение приемистости, используя сигнал от датчика 10. Воздух из наружного контура 6 по впускным патрубкам 4 поступает в кольцевой канал 3, образованный кольцевым экраном 1 и наружной поверхностью корпуса 2 компрессора, и затем вновь возвращается в наружный контур 6 по выпускным патрубкам 5. Величина относительной скорости λ>0,1 потока, обдувающего корпус 2 КВД, задается в память бортовой ЭВМ 9. После завершения приемистости бортовая ЭВМ 9 сравнивает текущий интервал времени Δt_тек (отсчитываемый от момента включения интенсивного охлаждения) с заданным интервалом времени Δt_зад. После того как Δt_тек станет больше Δt_зад, ЭВМ 9 выдает сигнал на исполнительный механизм 8 для уменьшения площади воздухозаборников 7, т.е. для прекращения интенсивного охлаждения корпуса 2 КВД.

На фиг.3 показано изменение по времени увеличения зазоров (δ) над рабочими колесами ступеней КВД, связанного с неодинаковым прогревом корпуса и ротора после приемистости с режима прогрева до взлетного режима. На этой же фигуре показано также и вызванное этим явлением уменьшение приведенного расхода воздуха (δG), коэффициента полезного действия (δη) и запасов устойчивости КВД (ΔК_у). Корпус 2 КВД в этом примере обдувается снаружи потоком с относительной скоростью λ=0,01. Из приведенных данных видно, что максимальные величины потерь запасов устойчивости достигают почти 14%, а величины потерь запасов устойчивости ΔК_у>10% реализуются на интервале времени от 15 до 900 секунд после завершения приемистости двигателя. То есть на режиме отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы и на режиме набора высоты запасы устойчивости КВД минимальны. Одновременно с этим происходит уменьшение приведенного расхода воздуха (δG_max≈-3,5%) и коэффициента полезного действия (δη_max≈-4%), что неизбежно вызывает повышение температуры газов перед турбиной и ухудшение основных данных двигателя.

Изменение радиальных зазоров в КВД можно уменьшить, сдерживая прогрев корпуса 2. Это достигается интенсивным охлаждением корпуса 2 снаружи.

На фиг.4 показано изменение по времени тех же параметров, но при внешнем обдуве корпуса 2 КВД потоком с относительной скоростью λ=0,3.

Сравнение данных фиг.3 и фиг.4 показывает, что во втором случае максимальные изменения величины радиальных зазоров и величины потери запасов устойчивости уменьшились в три раза, что гарантирует устойчивую работу ТРДД на взлетном режиме. Примерно во столько же раз уменьшились потери расхода воздуха и КПД КВД, т.е. величина повышения температуры газа перед турбиной также будет уменьшена.

Таким образом, предлагаемый способ предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) на взлетном режиме и устройство для его осуществления сдерживает увеличение радиальных зазоров в КВД после приемистости двигателя, то есть исключает возможность возникновения помпажа и значительного повышения температуры газов перед турбиной на режимах взлета самолета.

1. Способ предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) на взлетном режиме, заключающийся в охлаждении корпуса компрессора высокого давления (КВД), отличающийся тем, что корпус КВД обдувают воздушным потоком из наружного контура ТРДД с относительной скоростью λ>0,1 в течение интервала времени

0,2·t₀<Δt<0,8·t₀

и возвращают воздух в проточную часть наружного контура, где - время;

r_к - радиус последней ступени КВД, м;

r₀=0,24 - радиус последней ступени эталонного КВД, м;

π_к - суммарная степень повышения давления во внутреннем контуре на взлетном режиме;

k₁=11,1 - коэффициент аппроксимации, время, с;

k₂=22,1 - коэффициент аппроксимации, время, с;

k₃=11,3 - коэффициент аппроксимации, время, с;

- отношение тяги на режиме прогрева двигателя к тяге на взлетном режиме;

λ=V/а_кр - величина относительной скорости потока в пространстве между экраном и корпусом КВД;

V - физическая скорость потока, м/с;

а_кр- критическая скорость потока, м/с.

2. Устройство предотвращения помпажа авиационного ТРДД на взлетном режиме, содержащее кольцевой экран, расположенный вокруг корпуса КВД и образующий кольцевой канал вокруг этого корпуса, отличающееся тем, что площадь проходного сечения кольцевого канала определяется выражением S=(R·Т_H/Р_H)·G_охл/(λ·а_кр π_в ^2/3), а сам кольцевой канал соединен впускными и выпускными патрубками с проточной частью наружного контура ТРДД, причем на впускных патрубках установлены воздухозаборники с регулируемой площадью, снабженные приводным механизмом, где R - газовая постоянная, Дж/кг·град;

Т_H - температура воздуха перед двигателем, К;

Р_Н - давление воздуха перед двигателем, Па;

G_охл - физический расход воздуха, направленного на охлаждение корпуса КВД, кг/с;

λ=V/а_кр - величина относительной скорости потока в пространстве между экраном и корпусом КВД;

V - физическая скорость потока, м/с;

а_кр - критическая скорость потока, м/с;

π_в - степень повышения давления в наружном контуре на взлетном режиме.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что приводной механизм содержит датчики режима работы и приемистости двигателя, связанные с бортовой ЭВМ.