Обеспечение надёжного запуска авиационного ГТД на основе оптимизации характеристик пускового устройства и совершенствования системы управления тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Мухаммедов Никита Атамурадович

• Мухаммедов Никита Атамурадович
• кандидат наук
• 2016

Оглавление диссертации кандидат наук Мухаммедов Никита Атамурадович

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1 АНАЛИЗ СОВРЕМЕННОГО УРОВНЯ РАЗВИТИЯ

ПУСКОВЫХ СИСТЕМ АВИАЦИОННЫХ ГТД

1.1 Процесс запуска газотурбинного двигателя

1.1.1 Запуск двигателя на земле

1.1.2 Запуск двигателя в полете

1.2 Системы запуска авиационных ГТД: структура, классификация, требования

1.2.1 Системы раскрутки ротора

1.2.2 Системы зажигания топливовоздушной смеси

1.2.3 Системы топливопитания двигателя на запуске

1.2.4 Системы управления двигателем на запуске

1.3 Существующая технология проектирования пусковых систем

авиационных ГТД

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 2 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ЗАПУСКА

АВИАЦИОННОГО ГТД

2.1 Субъект анализа

2.2 Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И на земле

2.3 Особенности запуска газотурбинного двигателя АЛ-55И в полете

2.4 Возможные причины невыполнения требований к запуску ГТД

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 3 РАЗРАБОТКА СПОСОБА ФОРМИРОВАНИЯ ТРЕБОВАНИЙ

К АГРЕГАТАМ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА НА РАННИХ ЭТАПАХ

ПРОЕКТИРОВАНИЯ АВИАЦИОННОГО ГТД

3.1 Анализ существующих способов моделирования запуска газотурбинного двигателя

3.2 Разработка математической модели ГТД на режиме запуска

3.2.1 Экстраполяция характеристик компрессора

3.2.2 Экстраполяция характеристик турбины

3.2.3 Экстраполяция характеристик камеры сгорания

3.3 Расчеты запуска двигателя АЛ-55И

3.4 Разработка технологии формирования требований к системе запуска

авиационного ГТД

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 4 СПОСОБЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТРЕБОВАНИЙ К ЗАПУСКУ АВИАЦИОННОГО ГТД НА ЭТАПЕ СЕРИЙНОГО

ПРОИЗВОДСТВА

4.1 Разработка требований, предъявляемых к агрегатам перспективной системы запуска авиационного ГТД

4.1.1 Система раскрутки

4.1.2 Система зажигания

4.1.3 Топливная система

4.2 Разработка требований к системе управления запуском ГТД

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ А

ПРИЛОЖЕНИЕ Б

ПРИЛОЖЕНИЕ В

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Обеспечение надёжного запуска авиационного ГТД на основе оптимизации характеристик пускового устройства и совершенствования системы управления»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность работы. История развития газотурбиностроения насчитывает более 75 лет, с момента появления в 1937 году первого газотурбинного двигателя HeS 1 (конструктор Ханс фон Охайн, производство Heinkel-Hirth Motorenbau) [1], такой же срок имеет и проблема запуска этих двигателей. На ранних этапах, отработка запуска была полностью экспериментальной, но по мере развития представлений о процессах, происходящих в ГТД на режиме запуска, начали предприниматься попытки формирования подходов к прогнозированию пусковых свойств ГТД (в том числе и закладке пусковых свойств на стадии проектирования) и соответственному выбору параметров системы запуска. Традиционные способы запуска, такие как предварительная раскрутка ротора вспомогательным двигателем внутреннего сгорания и использование пиростартеров ограниченного запаса рабочего тела, в настоящее время либо не используются, либо имеют ограниченное применение.

Основным типом пусковых устройств двигателей как гражданской, так и военной авиации являются воздушные турбостартеры и электростартеры. Что объясняется не только значительной степенью изученности принципов их работы, высокой удельной мощностью, но и возможностью эффективного объединения нескольких функций - источника крутящего момента в процессе запуска и бортового источника питания в процессе полета при режимной работе ГТД [2, 3, 4].

В качестве систем зажигания топливо-воздушной смеси в камере сгорания, традиционно наиболее широко применяются электрические искровые системы, получившие развитие еще при разработке двигателей внутреннего сгорания различных схем [2, 3]. В то же время уже сейчас признается эффективность альтернативных типов систем зажигания, таких как электрические плазменные [5] и лазерные [6] системы.

Тем не менее, по настоящее время, вопрос запуска газотурбинных

двигателей остается изученным фрагментарно. В русскоязычной научной литературе вопросам запуска газотурбинных двигателей посвящены работы Новосельцева Д.А., Кузнецова В.И., Барсукова С.И. и ряда других авторов [7, 8, 9, 10, 11] в части работы ГТД и их элементов на режиме авторотации, моделированию работы двигателей на режиме запуска посвящены публикации Епифанова С.В., Сиренко Ф.Ф., Головина И.И., Романовского Г.Ф., Тарасенко А.А., Ахмедзянова Д.А. и других [12, 13, 14, 15]. Вопросам испытаний авиационных ГТД, в том числе и определения их пусковых свойств, работы Солохина Э.Л., Черкеза А.Я., Кузнецова Н.Д., Онищика И.И. и других[16 - 25].

Ведущие специалисты иностранных университетов, таких как Virginia Polytechnic Institute и Cranfield University, ведут исследовательские работы в интересах крупнейших мировых производителей авиационных газотурбинных двигателей - Rolls-Royce, Pratt &Whitney и General Electric [26 - 31]. Основными направлениями исследований запуска иностранных авторов являются исследование и моделирование работы газотурбинных двигателей на режимах земного и полетного запуска, запуска с авторотации, исследования характеристик узлов ГТД в области запуска.

Однако отсутствие комплексного подхода к формированию требований к запуску и агрегатам пусковой системы ГТД, основанному на результатах прогнозирования пусковых свойств, приводит к тому, что и в настоящее время проектирование системы запуска в рамках опытно-конструкторских работ по созданию авиационных газотурбинных двигателей является задачей сопряженной с высокими техническими рисками, реализация которых приводит к необходимости перепроектирования как собственно агрегатов системы запуска, так и сопряженных систем с последующим повторением значительного объема дорогостоящих стендовых, специальных и летных испытаний.

Такая ситуация сложилась, например, при создании двухконтурного турбореактивного двигателя АЛ-55И, разрабатываемого совместно Научно-техническим центром имени А.М. Люльки и ОАО «НПО «Сатурн» в

интересах Hindustan Aeronautics (Индия). В силу ряда причин, в качестве пускового устройства для этого двигателя по предложению эксплуатанта был выбран стартер-генератор Auxillec 8044-31 производства Thales Group (Франция). В ходе работ, на стадии серийных поставок двигателей заказчику, было определено, что требования, предъявляемые к запуску ГТД, не могут быть обеспечены в полном объеме при применении пускового устройства такой мощности. Ситуация усугубляется тем, что некоторый парк двигателей АЛ-55И находится в опытной эксплуатации на объектах заказчика, что вызывает значительные сложности кардинального изменения собственно конструкции двигателя (для улучшения пусковых свойств), либо замены пускового устройства (для обеспечения выполнения требований к запуску при имеющихся пусковых свойствах ГТД).

В данной работе проведен анализ значительного объема экспериментальных материалов, как по стендовым запускам, так и по запускам при летных испытаниях и опытной эксплуатации, позволивший определить основные причины невыполнения требований по запуску рассматриваемого двигателя и ГТД вообще.

Кроме того, проведен анализ существующих подходов к проектированию систем запуска авиационных ГТД, выявлены причины, определяющие возникновение технических рисков проектирования, и разработаны подходы к формированию требований к агрегатам пусковой системы авиационных двигателей, в большей мере основанных на физических процессах, происходящих на запуске.

Формирование комплексного подхода к обеспечению требований по запуску ГТД уже на этапе проектирования, позволит снизить технические риски проектирования, сократить объем дорогостоящих экспериментальных работ, что, в конечном счете, позволит сократить продолжительность и стоимость опытно-конструкторских работ по разработке газотурбинного двигателя в целом, а значит повысить его конкурентоспособность на мировом рынке.

Актуальность проблемы обеспечения запуска ГТД обуславливает следующую цель исследования: обеспечение надежного запуска авиационных ГТД на основе выбора оптимальных характеристик пускового устройства и совершенствования системы управления в условиях неопределенности пусковых свойств ГТД на этапе проектирования и их изменения в процессе эксплуатации.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

- Проанализировать современную технологию проектирования систем запуска, определить ее недостатки, обуславливающие нестабильность выполнения запусков ГТД;

- Проанализировать результаты натурных запусков авиационных ГТД, определить влияние параметров систем запуска на их надежность;

- Разработать способ расчета режима запуска газотурбинного двигателя на этапе проектирования, обеспечивающий повышение точности определения потребной мощностной характеристики пускового устройства;

- Разработать способ управления расходом топлива на запуске авиационного ГТД обеспечивающий надежность запусков на этапе серийного производства, в условиях ресурсного изменения параметров системы раскрутки и пусковых характеристик двигателя.

Научная новизна:

- Разработан способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в область запуска, обеспечивающий повышение точности расчета параметров двигателя в процессе запуска по сравнению с существующими способами;

- Предложен адаптивный способ управления расходом топлива в процессе запуска, обеспечивающий запуск за заданное время, исключающий предварительную отладку двигателя и подрегулировки в процессе выработки ресурса, эффективность способа подтверждена моделированием системы ГТД-САУ;

- Определен диагностический параметр, характеризующий пусковые свойства ГТД, их изменение в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.

На защиту выносятся:

1) Способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в область

запуска, обеспечивающий погрешность расчёта контролируемых параметров режима запуска не более 5 %;

2) Способ управления расходом топлива в процессе запуска авиационного ГТД, обеспечивающий запуск за заданное время, в широком диапазоне индивидуальных пусковых характеристик экземпляра двигателя и их изменения в процессе выработки ресурса;

3) Диагностический параметр, характеризующий пусковые свойства ГТД, их изменение в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.

Практическая значимость работы состоит в снижении технических рисков проектирования пусковой системы и сокращении объемов дорогостоящих экспериментальных исследований, достигаемых за счет применения разработанной методики расчетного исследования режима запуска проектируемого двигателя.

Достоверность полученных результатов обеспечивается экспериментальными исследованиями с применением сертифицированных испытательных стендов, корректным использованием методов и средств численного моделирования, и подтверждается соответствием численных расчетов достоверным экспериментальным данным.

Реализация в промышленности:

- в ПАО «НПО «Сатурн» внедрена, разработанная автором, методика расчета характеристик запуска газотурбинных двигателей (по которой выполнены расчеты запуска двух проектируемых двигателей морского применения, позволяющие сократить объем стендовых испытаний);

- разработаны мероприятия, повышающие надежность запуска двигателей АЛ-55И;

- внедрен разработанный адаптивный способ управления расходом топлива на режиме запуска.

Апробация работы. Результаты работы доложены на международном научно-техническом форуме, посвященному 100-летию ОАО «Кузнецов» и 70-летию СГАУ (СГАУ, Самара, 2012 г.), на II международном технологическом форуме «Инновации. Технологии. Производство.» (РГАТУ, Рыбинск, 2015 г.), на международной молодежной научной конференции XXII Туполевские чтения

(КНИТУ - КАИ, Казань, 2015).

Личный вклад автора

1) Определены причины, приводящие к нестабильности выполнения запусков ГТД, обусловленные несовершенством технологии проектирования систем раскрутки.

2) Проанализированы натурные запуски ГТД. Определены возможные проявления ненадежности запуска и их причины.

3) Разработан способ экстраполяции характеристик осевого компрессора в область запуска, обеспечивающий повышение точности расчета по сравнению с имеющимися способами.

4) Выполнен синтез полной поэлементной математической модели двигателя АЛ-55И, проведен расчет параметров двигателя на режиме запуска с различными вариантами исходных данных.

5) Разработан способ управления расходом топлива авиационного газотурбинного двигателя в процессе запуска, обеспечивающий запуск за требуемое время, в широком диапазоне индивидуальных пусковых свойств конкретного экземпляра ГТД и их изменения в процессе выработки ресурса.

6) Определен критерий диагностирования пусковых свойств ГТД, их изменения в процессе выработки ресурса и в объеме парка двигателей при серийном производстве.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 7 работ, из них 4 статьи в журналах, рекомендованных ВАК, 3 тезисов докладов.

Объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка используемой литературы и приложений. Полный объем диссертации составляет 182 страницы, которые содержат 68 рисунков, 93 наименования литературы, 3 приложения.

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОВРЕМЕННОГО УРОВНЯ РАЗВИТИЯ СИСТЕМ ЗАПУСКА АВИАЦИОННЫХ ГТД

Запуск газотурбинного двигателя (ГТД) является важным эксплуатационным режимом, который во многом определяет безопасность эксплуатации и надежность двигателя (особенно военного назначения) и летательного аппарата в целом.

В процессе запуска происходит вывод двигателя на минимальный устойчивый режим его работы (N=N1), это самый продолжительный переходный режим, в процессе которого на элементы двигателя оказываются значительные температурные и механические нагрузки.

Различают несколько типов запуска: запуск на земле (из неподвижного состояния роторов до режима земного малого газа), запуск холодного или горячего двигателя в полете (с режима авторотации до режима полетного малого газа), встречный запуск (восстановление исходного режима работы после несанкционированного погасания камеры сгорания) [2].

1.1 Процесс запуска газотурбинного двигателя

1.1.1 Запуск двигателя на земле

Особенностью запуска ГТД на земле является то, что исходным состоянием двигателя является около нулевая частота вращения его ротора (роторов) и исходное тепловое состояние, близкое к параметрам окружающей среды (холодный двигатель). При этом условия в камере сгорания практически соответствуют условиям окружающей среды, то есть не позволяют осуществить качественное распыление топлива, образование мелкодисперсной топливовоздушной смеси, турбулизации потока, стабильного розжига и горения. Удовлетворительные условия для воспламенения ТВС в камере сгорания

возникают при определенной не нулевой частоте вращения ротора, другими словами при Р*кс_опт = Я(птк), Т*кс_опт = f(niK), ^кс_опт = ^птк) [2, 24, 32 - 35].

Поэтому для обеспечения необходимых условий для эффективного розжига и горения топливовоздушной смеси (ТВС) в камере сгорания требуется осуществить раскрутку ротора ГТД от внешнего источника энергии, до состояния при котором возможно выполнение быстрого розжига и стабилизации пламени, который называется пусковым устройством (этап 1 на рисунке 1.1).

По пРОЗЖ %П Пст Пмг

Частота вращения ротора (п)

Рисунок 1.1 - Основные этапы запуска авиационного ГТД

Для расчета динамики двигателя в процессе первого этапа запуска используется уравнение мощностного баланса имеющее следующий вид:

= Ыпу • ^ПР + ^ТУРБ • ^МЕХ - ^ПОТР , (1-1)

где N2 - избыточная мощность, идущая на раскрутку ротора; КПУ - мощность развиваемая пусковым устройством; ППР, ПМЕХ - механические КПД привода и ротора, соответственно; №урб - мощность развиваемая турбиной;

№отр - мощность потребляемая на сжатие воздуха в компрессоре, преодолении инерционности ротора, трения в опорах турбокомпрессора, привод агрегатов и др.

Из опыта традиционного проектирования, при оценочном анализе процесса запуска принимают следующие допущения [2, 32]:

- мощность, потребляемая приводными агрегатами, равна 3.. .5 % от мощности, затрачиваемой на вращение компрессора;

- мощность турбины принимают равной нулю до частоты вращения розжига (вследствие неустановившейся аэродинамики, малых расходов и температур рабочего тела).

С учетом этих допущений, упрощенное уравнение баланса мощностей принимает вид:

^ = ^ПУ • ^ПР - 1,05 • Ыкомп , (1.2)

Как правило, условия в камере сгорания, при которых обеспечивается стабильный розжиг ТВС достигаются при частоте вращения ротора турбокомпрессора (прозж), составляющей 15.30 % от частоты вращения на максимальном режиме, на рисунке 1.2 приведена статистика по характерным частотам вращения для некоторых отечественных двигателей [35 - 42].

Максимальная частота вращения ротора турбокомпрессора, которая может быть достигнута при раскрутке пусковым устройством, называется частотой вращения холодной прокрутки (пхп). Холодной прокруткой (ХП) называется технологическая операция раскрутки ротора двигателя без подачи топлива в камеру сгорания и включения системы зажигания. ХП выполняется для продувки газовоздушного тракта после неудачного запуска (для удаления несгоревшего топлива), после расконсервации (для удаления консервационного масла) или для интенсификации охлаждения элементов конструкции при малом временном промежутке между выключением двигателя и его последующим запуском, либо при ускоренном останове с повышенного режима работы (для исключения частичного или полного заклинивания ротора вследствие

неравномерного теплообмена элементов конструкции с окружающей средой). Величина частоты вращения ХП характеризует отношение мощности пускового устройства к мощности, потребляемой двигателем, и обычно составляет 17.35 % от максимальной частоты вращения ротора [35 - 42].

Рисунок 1.2 - Статистика по частотам вращения розжига, холодной прокрутки и отключения пускового устройства / перехода в генераторный режим

Началом второго этапа, приведенного на рисунке 1.1, является момент розжига ТВС в камере сгорания, после чего раскрутка ротора осуществляется совместно пусковым устройством и турбиной, избыточная мощность которой начинает возрастать при возникновении теплоперепада. При этом уравнение баланса мощностей сводится к выражению (1.1).

Этот этап характеризуется значительными температурными нагрузками на детали турбины, которые вызваны тем, что для обеспечения необходимой для раскрутки ротора избыточной мощности, при малой частоте вращения ротора (а значит и при малом расходе воздуха) необходимо реализовывать значительные

избытки топлива. Кроме того, в процессе второго этапа камера сгорания работает в условиях неустановившейся газодинамики, следствием чего является значительные уровни окружной и радиальной неравномерностей температуры газа, что также негативно влияет на элементы конструкции горячей части.

При достижении частоты вращения (пвыкл_пу), при которой турбина развивает достаточную для обеспечения раскрутки с заданным темпом избыточную мощность, происходит отключение пускового устройства или переход в генераторный режим работы. Как правило, сопровождение запуска пусковым устройством осуществляется до частоты вращения, при которой мощность ПУ становится значительно меньше мощности, развиваемой турбиной. При дальнейшем повышении частоты вращения пусковое устройство перестает быть источником избыточной мощности, а в случае совмещения в устройстве функции генератора - является потребителем (т.е. затягивает запуск), в связи с этим и осуществляется его отключение вплоть до выхода на рабочий режим. Поэтому на третьем этапе запуска (рисунок 1.1), уравнение баланса мощностей принимает вид:

Ых = Ыт • ЧМЕХ - ^ПОТР . (1.3)

Окончанием запуска на земле считается момент выхода двигателя на установившийся режим земного малого газа, который определяется по достижению заданной частоты вращения ротора (пЗМг). Режим земного малого газа двигателя соответствует минимальной тяге, необходимой для рулежки объекта на аэродроме. Выбор режима малого газа, в общем случае, является компромиссным, с одной стороны повышение режима обеспечивает устойчивость работы ГТД, с другой стороны, при работе на режиме земного малого газа необходимо обеспечить неподвижность летательного аппарата без применения специальных удерживающих средств. Известно [43], что необходимая при рулежке тяга практически линейно растет по скорости, в связи с чем, тягу на режиме малого газа желательно иметь близкой к минимальной необходимой, в противном случае эксплуатация самолета будет менее удобной

и будет сопряжена с повышенным использованием тормозных устройств шасси [33]. С другой стороны, режим земного малого газа должен выбираться таким образом, чтобы обеспечить выполнение требований к переходным режимам (а именно обеспечить требуемые времена приемистости и сброса).

1.1.2 Запуск двигателя в полете

Запуск двигателя в полете может инициироваться пилотом, либо происходить автоматически в том числе при определении погасания камеры сгорания [2]. Как правило, в руководстве по эксплуатации самолетов гражданской (пассажирской) авиации запуск двигателя в полете после погасания камеры сгорания запрещается до момента посадки и определения причины погасания [44]. Тем не менее, возможность обеспечения запуска в полете -обязательное требование, предъявляемое к авиационным ГТД [45].

Основной особенностью запуска в полете является то, что ротор двигателя при запуске не находится в неподвижном состоянии, при этом возможны два варианта. Первый вариант - ротор двигателя вращается с постоянной частотой (павт), под действием скоростного напора набегающего потока - такой установившийся режим работы называется режимом авторотации. При этом единственным источником энергии, за счет которого происходит вращение ротора двигателя, является энергия потока воздуха через газовоздушный тракт, которая пропорциональна квадрату скорости летательного аппарата (числу Маха).

Второй вариант - частота вращения ротора двигателя изменяется с отрицательным ускорением, то есть ротор замедляется. Очевидно, что снижение частоты вращения будет идти до частоты вращения авторотации, в то время как при выключении двигателя на земле, выбег происходит до неподвижного состояния роторов.

Таким образом, значение частоты вращения авторотации зависит как от

собственных свойств двигателя (от газодинамического совершенства его газовоздушного тракта), так и от внешних факторов - атмосферных условий и скорости полета. На рисунке 1.3 приведена типовая зависимость частоты вращения ротора на режиме авторотации от высоты и скорости полета [2].

Высота полета (Нп)

Рисунок 1.3 - Зависимость частоты вращения ротора двигателя на режиме авторотации (пАВТ) от высоты и скорости полета летательного аппарата

Из рисунка следует, что частота вращения ротора на режиме авторотации может значительно меняться в области эксплуатации, при этом с изменением частоты вращения и внешних условий (Н, М, ТН, РН), меняются параметры на входе в камеру сгорания (Р*К, Т*К, ОВ, ХК), которые определяют ее пусковые свойства, во многом зависящие от качества распыла топлива и процесса перемешивания топлива с воздухом. Известно, что существуют эффективные условия для воспламенения топливовоздушной смеси, на рисунке 1.4 приведена типичная пусковая характеристика камеры сгорания ГТД [33].

Условием эффективного розжига (с минимальными задержками) и стабилизации пламени в камере сгорания является образование в первичной зоне камеры сгорания обратных вихрей, скорость которых должна быть меньше, чем

МП4

скорость распространения пламени. Эти вихри являются очагами горения, которые первоначально инициируются системой зажигания, и в последствии обеспечивают самоподдерживающийся процесс горения.

Рисунок 1.4 - Пусковая (срывная) характеристика камеры сгорания, зависимость коэффициента избытка воздуха аКС от параметра, характеризующего режим работы ГТД: 1 - граница «богатого» срыва; 2 - граница «бедного» срыва;

3- граница воспламенения «бедных» смесей; 4 - область отсутствия

воспламенения смеси

Из рисунка 1.4 следует, что существует минимальная частота вращения (частота вращения ротора является интегральным параметром, описывающим параметры режима работы - Р*К, Т*К, ОВ, ХК), при которой возможен розжиг ТВС в камере сгорания в текущих условиях (прозж_мщ), т.е. если частота вращения ротора на режиме авторотации меньше чем пРОЗЖ_М1м, условия в камере сгорания не обеспечивают надежный розжиг и стабилизацию пламени, в связи с чем, требуется дополнительная раскрутка ротора пусковым устройством. Следует так же отметить, что пРОЗЖ_М1н не является постоянной величиной, а завит от

Давление воздуха на входе в камеру сгорания (Р*к)

конструктивных параметров двигателя и внешних условий, т.е. высоты и скорости полета [24, 34].

При запуске в полете дополнительные ограничения возникают и при последующей раскрутке ротора после розжига. Реализация значительных избытков топлива в полете невозможна в связи с тем, что содержание кислорода в воздухе с увеличением высоты уменьшается, происходит переобогащение ТВС, при котором может произойти перегрев конструкции или срыв пламени в камере сгорания.

В остальном характер запуска в полете аналогичен запуску на земле.

1.2 Системы запуска авиационных ГТД: структура, классификация, требования

Система запуска авиационного двигателя - это совокупность устройств, предназначенных для обеспечения стабильного запуска ГТД во всем диапазоне заданных условий.

В соответствии с [46], система запуска включает: пусковую систему, систему запуска основной камеры сгорания и систему зажигания; и осуществляет взаимодействие с топливной системой, САУ и системой энергоснабжения.

Рассмотрим более подробно виды и классификацию отдельных элементов систем запуска.

1.2.1 Системы раскрутки ротора

Как это описывалось ранее, пусковое устройство предназначено для раскрутки ротора двигателя на первом этапе запуска, в связи с этим главной характеристикой пускового устройства является подводимая к ротору двигателя мощность.

На рисунке 1.5 приведена классификация пусковых устройств [4].

Рабочее meio (вид энергии):

Рисунок 1.5 - Классификация пусковых устройств

По типу привода, устройства раскрутки бывают кинематическими и аэродинамическими (некинематическими). Под кинематическими устройствами подразумеваются такие, в которых передача крутящего момента от ротора пускового устройства осуществляется механически через коробку приводов, либо напрямую на вал ротора ГТД. В случае аэродинамических (некинематических) пусковых устройств, крутящий момент возникает непосредственно на роторе ГТД, а именно на рабочих лопатках компрессора или турбины, в результате взаимодействия лопаток с потоком рабочего тела.

Применение определенного типа пускового устройства, как правило, связано с назначением двигателя, потребной для раскрутки его ротора мощностью и особенностями объекта применения.

Так для малогабаритных ГТД, используемых в качестве вспомогательной силовой установки, либо на небольших летательных аппаратах, могут быть использованы струйные пусковые устройства, в которых рабочее тело подается непосредственно на крыльчатку центробежного компрессора (сжатый воздух)

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Мухаммедов Никита Атамурадович, 2016 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1) Pavelec, S.M. The Jet Race and the Second World War [Текст] / S.M. Pavelec // Naval Institute Press, 2010. - 224 p.

2) Алабин, М.А. Запуск авиационных газотурбинных двигателей [Текст] / М.А. Алабин, Б.М. Кац, Ю.А. Литвинов // М.: Машиностроение, 1968. -227 с.

3) Домотенко, Н.Т. Авиационные силовые установки. Системы и устройства (Изд. 2е) [Текст] / Н.Т. Домотенко, А.С. Кравец, Г.А. Никитин // М.: Транспорт, 1976. - 312 с.

4) Кац, Б.М. Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей [Текст] / Б.М. Кац, Э.С. Жаров, В.К. Винокуров // М.: Машиностроение, 1976. - 220 с.

5) Карев, И. Двухконтурная интеграция [Электронный ресурс] / И. Карев //«Военно-промышленный курьер», 2010 - №332. - Режим доступа: http://www.vpk-news.ru/issues/332

6) Ребров, С.Г. Численное моделирование процесса смесеобразования в модельной камере сгорания с лазерным зажиганием при работе на компонентах кислород-водород, кислород-метан [Электронный ресурс] / С.Г.Ребров, А.Н.Голиков [и др.] // Электронный журнал «Труды МАИ», 2013 - №69. - Режим достута:https://wwwmai.ra/upload/iЫock/bad/ bada2f94a339e9e7030132ebce6cb80b.pdf

7) Новосельцев, Д.А. Рабочий процесс компрессоров ГТД на режимах авторотации: диссертация канд. техн. наук: 05.04.06 / Новосельцев Дмитрий Александрович. - Омск, 2002. - 181 с.

8) Барсуков, С.И. Авторотация газотурбинных двигателей [Текст] / С.И. Барсуков, В.И. Кузнецов // Иркутск: Издательство Иркутского университета, 1983. - 92 с.

9) Кузнецов, В.И. Разработка теоретических основ работы компрессорных ВРД на режиме авторотации и создание методики расчета

турбореактивного двигателя на режиме авторотации [Текст] /рук. работы В.И. Кузнецов : Отчет о НИР (заключ.) / Омск: ОмГТУ, 1996. - 48 с.

10) Дайнеко, В.И. Авторотация компрессорных ступеней ГТД [Текст] / В.И. Дайнеко // Вестник двигателестроения, 2006. - №3. - С. 17 - 21.

11) Кузнецов, В.И. Экспериментальные исследования ГТД на режиме авторотации [Текст] / И.В. Кузнецов // Омский научный вестник, 2002 -№20. - С. 123 - 124.

12) Епифанов, С.В. Анализ методик синтеза математических моделей газотурбинных двигателей на этапе запуска [Электронный ресурс] / С.В. Епифанов, Ф.Ф.Сиренко, И.И. Головин // Электронный журнал «Авиационно-космическая техника и технология», 2013. - №10 (107). -Режим доступа: http://www.khai.edu/csp/nauchportal/Arhiv/AKTT/2013 /АКГГ1013/EpifSir.pdf

13) Романовский, Г.Ф. Моделирование динамики процесса пуска судового ГТД на ЭВМ [Электронный ресурс] / Г.Ф. Романовский, А.А. Тарасенко // Электронный журнал «Авиационно-космическая техника и технология», 2011. - №10 (87). - Режим доступа: http://www.khai.edu/csp/nauchportal/ Arhiv/AKTT/2011/AKTT911/Romanovs.pdf

14) Ахмедзянов, Д.А. Неустановившиеся режимы работы авиационных ГТД [Текст] / Д.А. Ахмедзянов // Вестник УГАТУ, 2006. -№1(14). - С. 36 -46.

15) Ахмедзянов, Д.А. Имитационное моделирование неустановившихся режимов работы авиационных ГТД с элементами систем управления: диссертация канд. техн. наук: 05.07.05 / Ахмедзянов Дмитрий Альбертович. - Уфа, 2007 - 360 с.

16) Солохин, Э.Л. Испытание авиационных воздушно-реактивных двигателей [Текст] / Э.Л. Солохин // М.: Машиностроение, 1975. -356с.

17) Марчуков, Е.Ю. Испытания и обеспечение надежности авиационных двигателей и энергетических установок [Текст] / Е.Ю.

Марчуков, И.И. Онищик, Б.Б. Рутовский, Е.М. Таран, А.Я. Черкез // М.: МАИ, 2004. -336 с.

18) Иванов, М.Г. Размерность и подобие [Текст] / М.Г. Иванов // Долгопрудный, 2013. - 68 с.

19) Акимов, В.М. Основы надежности газотурбинных двигателей (репринт) [Текст] / В.М. Акимов // М.: Эколит, 2011. - 208 с.

20) Волков, А.Г. Исследование эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей. Часть 1. Газотурбинные установки [Текст] / А.Г. Волков, О.Д. Дегтярев, Г.В. Павленко // Х.: ХАИ, 2006. - 56 с.

21) Волков, А.Г. Исследование эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей. Часть 2. Силовые установки самолетов [Текст] / А.Г. Волков, О.Д. Дегтярев, Г.В. Павленко // Х.: ХАИ, 2007. - 57 с.

22) Шишков, А.А. Высотные испытания реактивных двигателей [Текст] / А.А. Шишков, Б.М. Силин // М.: Машиностроение, 1985. - 208 с.

23) Черкез, А.Я. Испытание воздушно-реактивных двигателей [Текст] / А.Я. Черкез, И.И. Онищик, В.А. Овсяников, Е.М. Таран // М.: Машиностроение, 1992. - 303 с.

24) Кулагин, В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Кн. 1-3. [Текст] / В.В. Кулагин / М.: Машиностроение, 2002. - 616 с. (Кн. 1-2), 464 с (Кн. 3).

25) Леонтьев, В.Н. Испытания авиационных двигателей и их агрегатов [Текст] / В.Н. Леонтьев, С.А. Сиротин, А.М. Теверовский // М.: Машиностроение, 1976 - 212 с.

26) Gaudet, S.R. Development of a dynamic modeling and control system design methodology for gas turbines [Текст] / S.R. Gaudet // Carleton University, Ottawa, Ontario, Canada, 2007. - 312 p.

27) Palme, T. Compresor Map prediction by neural networks [Текст] / T. Palme, P. Waniczek, H. Honen, M. Assadi, P. Jeschke // Journal of energy and power engineering, 2012. - №6. - p. 1651-1662.

28) Jones, G. Extrapolation of compressor characteristics to the low-speed region for sub-idle performance modeling [Текст] / G. Jones, P. Pilidis // Proceedings of ASME Turbo Expo 2002 Amsterdam, Nethrlands. GT-2002-30649.

29) Asgari, H. Modeling and simulation of the start-up operation of a heavy-duty gas turbine by using NARX models [Текст] / H. Asgari, X. Chen, R. Sainudiin, M. Morini, M. Pinelli and others // Proceedings of ASME Turbo Expo 2014 Dusseldorf, Germany. GT2014-25056.

30) Jones, G. Perfomance modeling of windmilling gas turbines: Eng. D. Thesis / Geoffrey B. Jones. - Cranfield, 2002. - 207 p.

31) Zachos, P. Gas Turbine Sub-idle Performance Modelling; Altitude relight and windmilling: Ph. D. Thesis / Pavlos K. Zachos. - Cranfield, 2010. - 239 p.

32) Walsh, P.P. Gas turbine performance (Second edition) [Текст] / P.P. Walsh, P. Fletcher // Blackwell Publishing Ltd., 2004. - 658 p.

33) Сосунов, В.А. Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей (репринт) [Текст] / В.А. Сосунов, Ю.А. Литвинов // М.: ЁЁ Медиа, 2012 - 216 с.

34) Бакулев, В.И. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок (Изд. 3е) [Текст] / В.И. Бакулев, В.А. Голубев и др. // МАИ-Сатурн, 2003. - 688 с.

35) Двухконтурный двухвальный бесфорсажный турбореактивный двигатель АЛ-55И. Руководство по эксплуатации (55^AMM/SDS-I, 55И-AMM/SDS-II, 55^AMM/CMM) [Текст] // ОАО «НПО «Сатурн», 2013. -1207 с.

36) Двигатель ПС-90А. Руководство по эксплуатации 94-00-807 РЭ (Книга 1) [Текст] // ОАО «Авиадвигатель», 1990. - 634 с.

37) Двигатель АЛ-31ФП. Руководство по технической эксплуатации 96 ФП. РЭ 1 (96-А/АМР-00-Р) [Текст] // ОАО «НПО «Сатурн», 2004. - 2035 с.

38) Семейство перспективных двигателей ПД-14 [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://www.avid.ru/pd14/

39) Руководство по технической эксплуатации самолета RRJ-95B/LR/ Раздел 72 - Газотурбинный двигатель SaM 146 [Текст] // ЗАО ГСС, 2008. - 937 с.

40) АИ-222-25Ф - «Мотор Сич» [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://www.motorsich.com/rus/products/aircraft/tde/ai-222-25f/

41) Газотурбинный двигатель Е70/8РД. Двухтопливный морского исполнения. Технические условия Е80001100ТУ [Текст] // ОАО «НПО «Сатурн», 2011. - 64 с.

42) Газотурбинный двигатель М70ФРУ для кораблей с динамическими принципами поддержания (КДП). Технические условия 830000800ТУ [Текст] // ОАО «НПО «Сатурн», 2008. - 78 с.

43) Юркин, Ю.А. Летная эксплуатация ЛА [Текст] / Ю.А. Юркин // М.: Издательство МГТУ ГА, 2011. - 61 с.

44) Boeing 747-400 Operators manual [Текст] //Boeing Commercial Airplanes Group, 2000. - 964 p.

45) Авиационные правила. Часть 29. Нормы летной годности винтокрылых аппаратов транспортной категории [Текст] / ОАО «Авиаиздат», 2003. - 136 с.

46) ОСТ 1 01023-81 Системы запуска авиационных газотурбинных двигателей [Текст]. -Введ. 1983-01-01. - М.: Стандартинформ, 1981. - 17 с.

47) Чигрин, В.С. Пусковые системы ГТД. [Текст] / В.С. Чигрин, С.Е. Белова // Рыбинск: РГАТА, 2005. - 20 с.

48) Таммскиви, И.В. Системы запуска авиационных двигателей [Текст] / И.В. Таммскиви // Самара: СГАУ, 2002. - 34 с.

49) ОСТ 1 03814-82 Турбостартеры воздушные. Параметры и технические требования [Текст]. - Взамен ОСТ 1 03814-75; введ. 1984-01-01. - М. Стандартинформ, 1984. - 11 с.

50) ОСТ 1 03562-82 Двигатели газотурбинные вспомогательные. Типы и основные параметры, технические требования. - Взамен ОСТ 1 0356271; введ. 1983-07-01. - М.: Стандартинформ, 1983. - 14 с.

51) ОСТ 1 03840-85 Стартеры-энергоузлы турбокомпрессорные. Параметры и технические требования. - Взамен ОСТ 1 03840-76; введ. 1986-07-01. -М.: Стандартинформ, 1986. - 7 с.

52) ГОСТ 20846-82 Системы запуска электрические авиационных газотурбинных двигателей. Типы и общие технические требования. -Взамен ГОСТ 20846-75; введ. 1984-01-01. - М.: Стандартинформ, 1984. -17 с.

53) ОСТ 1 00931-88 Стартеры электрические прямого действия. Общие технические условия. - Взамен ОСТ 1 00931-79; введ. 1989-07-01. - М.: Стандартинформ, 1989. - 37 с.

54) Турбогенератор синхронный трехфазный типа Т3ФГ-110-2МУ3. Техническое описание и руководство по монтажу и эксплуатации ОБС.460.922 РЭ //АО «Электросила», 2002. - 71 с.

55) Иноземцев, А.А. Газотурбинные двигатели. Автоматика и регулирование авиационных двигателей и энергетических установок (Кн. 5) [Текст] / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин и др. // М.: Машиностроение, 2008. - 186 с.

56) «Более электрический самолет» [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://www.safran.ru/spip.php7rubrique137

57) «Полностью электрический самолет» [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://technodmamika.ru/vse-innovatsii/99-polnostyu-elektricheskij -samolet.html

58) Электромагнитные муфты [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://electricalschool.info/spravochnik/apparaty/878-jelektromagnitnye-mufty.html

59) Лефевр, А. Процессы в камерах сгорания ГТД [Текст] / А. Лефевр // М.: Мир, 1986. - 568 с.

60) Система зажигания [Электронный ресурс] // Режим доступа: Шр://военная-энциклопедия.рф/военная-техника/етатьи-по-уетройству-ват/система-зажигания. html

61) Пат. 603766 СССР, МПК7 F02P3/12. Пьезоэлектрическая система зажигания [Текст] / Зубков, А.С., Меркулов, Р.В. ; заявитель и патентообладатель Московский автомеханический институт. - №603766 ; заявл. 19.01.1976 ; опубл. 25.04.1978, Бюл. №15. - 4 с.: ил.

62) ГОСТ 22606-77 Системы зажигания авиационных газотурбинных двигателей электрические. Термины и определения. -Введ. 1978-07-01. -М.: Стандартинформ, 1978. - 6 с.

63) Саморегулирующиеся стержневые свечи накаливания [Электронный ресурс] // Режим доступа: https://www.ngk.de/ra/produkcija-i-tekhnologii/svechi-nakalivanija/tekhnologii-svech-nakalivanija/svechi-nakalivanija-s-metallicheskim-shtiftom/samoregulirujushchiesja-shtiftovye-svechi-nakalivanij a/

64) Гизатуллин, Ф.А. Закономерности разрядных процессов в емкостных системах зажигания апериодического и колебательного разрядов со стреляющими полупроводниковыми свечами [Текст] / Ф.А. Гизатуллин, Р.М. Салихов, А.В. Лобанов и другие // Вестник УГАТУ, 2013. - №1 (54). - С. 135-140.

65) Технические характеристики двигателя АЛ-31СТ [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://www.turbinist.ru/144-texnicheskie-xarakteristiki-dvigatelya-al-31 st.html

66) ГТУ-16П Руководство по технической эксплуатации 83-00-900 [Текст] // ОАО «Авиадвигатель», 2009. - 256 с.

67) Салихов, Р.М. Электроразрядные процессы в плазменных системах зажигания ГТД: диссертация канд. техн. наук: 05.09.03 / Салихов Ренат Мунирович. - Уфа, 2011. - 142 с.

68) CTR Laser technology revolutionizes industry [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://www.ctr.at/en/r-d-technologies/laser.html?print=/ proc/self/environ. h

69) В КБХА проведены испытания ракетного двигателя с лазерной системой зажигания [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=111

70) Hirsch, N. Space ignition method using microwave radiation [Текст] / N. Hirsch, A. Gallatz // MTZ Worldwide, 2009. - vol. 70, issue 3. - pp. 32-35.

71) ГОСТ РВ 15.203-2001 Система разработки и постановки продукции на производство. Военная техника. Порядок выполнения опытно-конструкторских работ по созданию изделий и их составных частей. Основные положения. - Взамен ГОСТ 15.204-79; введ. 2003-01-01. - М.: Стандартинформ, 2003. - 111 с.

72) ГОСТ 2.119-2013 Единая система конструкторской документации. Эскизный проект. - Взамен ГОСТ 2.119-73; введ. 2015-07-01. - М.: Стандартинформ, 2015. - 6 с.

73) ГОСТ 2.120-2013 Единая система конструкторской документации. Технический проект. - Взамен ГОСТ 2.120-73; введ. 2015-07-01. - М.: Стандартинформ, 2015. - 6 с.

74) ГОСТ Р 15.201-2000 Система разработки и постановки продукции на производство. Продукция производственно-технического назначения. Порядок разработки и постановки продукции на производство. - Введ. 2001-01-01. - М.: Стандартинформ, 2004. - 12 с.

75) ГОСТ РВ 15.201-2003 Система разработки и постановки продукции на производство. Военная техника. Тактико-техническое (техническое)

задание на выполнение опытно-конструкторских работ. - Введ. 2004-01-01. -М.: Стандартинформ, 2004. - 36 с.

76) ГОСТ 15150-69 Машины, приборы и другие технические изделия. Исполнения для различных климатических районо. Категории, условия эксплуатации, хранения и транспортирования в части воздействия климатических факторов внешней среды. - Введ. 1971-01-01. - М.: Стандартинформ, 1971. - 58 с.

77) ГОСТ 23851-79 Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения. - Введ. 1980-07-01. - М.: Стандартинформ, 1980. - 100 с.

78) Gunston, B. World encyclopedia of aero engines, 5th edition. [Текст] / B. Gunston // UK: Sutton Publishing Limited, 2006. - 197 p.

79) English Electric Lightning. Technical data [Электронный ресурс] // Режим доступа: http://www.lightning.org.uk/technicaldata.html

80) ОСТ 1 00932-88 Сигнализация возникновения помпажа авиационных газотурбинных двигателей. Общие технические требования. - Взамен ОСТ 1 00932-79; введ. 1989-07-01. - М.: Стандартинформ, 1989. - 19 с.

81) Кофман, В.М. Определение коэффициента полезного действия турбины ГТД по параметрам неравномерных газовых потоков [Текст] / В.М. Кофман // Вестник УГАТУ, 2012. - №5 (50). - С. 28-40.

82) Panov, V. GasTurboLib: Simulink Library for gas turbine engine modelling [Текст] / V. Panov // Proceedings of ASME Turbo Expo 2009 Orlando, USA. GT2009-59389.

83) Суховей, С.И. Экспериментально-расчетная методика построения линейной динамической математической модели процесса запуска ГТД [Текст] / С.И. Суховей, С.В. Епифанов, Е.В. Павлюк, Т.В. Кулик // Авиационно-космическая техника и технология. - 2008. - №9/56. - С. 147151

84) Епифанов, С.В. Создание быстросчетной математической модели турбовального двигателя на этапе запуска для решения задач синтеза

систем автоматического управления [Текст] / С. В. Епифанов, Ф. Ф. Сиренко, С. И. Суховей, Р. Л. Зеленский // Авиационно-космическая техника и технология. - 2012. - № 9. - С. 234-242.

85) Александров, В.Л. Воздушные винты [Текст] / В.Л. Александров // М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1951. -447 с.

86) Chapman, S.J. Matlab programming for engineers (second edition) [Текст] / S.J. Chapman // Thomson Learning, 2002. - 477 p.

87) Чен, К. Matlab в математических исследованиях [Текст] / К. Чен, П. Джиблин, А. Ирвинг // М.: Мир, 2001. - 353 с.

88) Егоренков, Д.Л. Основы математичсекого моделирования. Построение и анализ моделей с примерами на языке Matlab. [Текст] / Д.Л. Егоренков, А.Л. Фрадков, В.Ю. Харламов // СПб.: БГТУ, 1994. - 190 с.

89) Xue, D. Linear Feedback Control. Analysis and design with Matlab [Текст] / D. Xue, Y.Chen, D.P. Atherton // Society for industrial and applied mathematics, 2007. - 367 p.

90) Ануфриев, И.Е. Matlab 7 [Текст] / И.Е. Ануфриев, А.Б. Смирнов, Е.Н. Смирнова // СПб.: БХВ-Петербург, 2005 - 1104 с.

91) Agrawal, R.K. A generalized mathematical model to estimate gas turbine starting characteristics [Текст] / R.K. Agrawal, M. Yunis // Journal of Propulsion and Power. - 1982. - Vol. 104. - P. 194-201.

92) Маунг, Т.Х. Анализ характеристик камеры сгорания и эффективности ее работы в составе двигателя: диссертация канд. техн. наук: 05.07.05 / Тин Маунг Хтай. - Москва, 2010. -106 с.

93) Заявка 2008114716/06 Российская федерация, МПК7 F02C 9/00. Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинного двигателя [Текст] / Дудкин Ю.П., Гладких В.А., Фомин Г.В. ; заявитель и патентообладатель ОАО «СТАР». - № 2008114716/06 ; заявл. 14.04.2008 ; опубл. 20.10.2009, Бюл. № 29 - 5 с.: ил.

ПРИЛОЖЕНИЕ А (обязательное)

Акт о внедрении результатов диссертационной работы Мухаммедова Н.А. в процесс проектирования на ПАО «НПО «Сатурн»

УТВЕРЖДАЮ Генеральный^ ПАО «НИ

1САГХИТ (] I коти н

АКТ

о ннелренин в процесс проектирования результатов диссертационной работы Н.А. Мухаммедова «Обеспечение надежного затека авиационного ГТД на основе оптимизации характеристик пусковою устройства и совершенствования системы управления»

Настоящий акт составлен о том, что результаты диссертационной работы Мухаммедова Н.А. «Обеспечение надежного запуска авиационного ГТД на основе оптимизации характеристик пусковою устройства и совершенствования системы управления» приняты ПАО «НПО «Сатурн» для использования при разработке и проектировании систем запуска

газотурбинных двигателей.

Согласно планам работ по разработке газотурбинных двигателей морского назначения М70ФРУ-2 с выводом вала СТ вперед и М70ФРУ в реверсивном исполнении были выполнены расчеты режима запуска и определена программа дозирования топлива, что позволит сократить объем доводочных работ на испытательных стендах. На двигателе М70ФРУ-2 с выводом вала СТ вперед внедрен разработанный в ходе исследования способ управления расходом топлива.

Главный конструктор по САУ Начальник КО САУ

к

оэ.Ч

М.С. Гайдай

И.о. главного конструктора М70ФРУ-2

рг с} /6

Ц.Н. Молодцов

Главный конструктор двигателей ^ 1ТД-4 6.3/1 ОРМ. Е70/8РД. М70ФРУ реверс

/у

В.В. Ьмиманов

Ведуший специалист КО САУ

Г '

/.а ¡л**

В В. Червонюк

ПРИЛОЖЕНИЕ Б (обязательное)

Акт о внедрении результатов диссертационной работы Мухаммедова Н.А. в учебном процессе ФБГОУ ВО РГАТУ имени П.А. Соловьева

об использовании результатов диссертационной работы H.A. Мухаммедова

«Обеспечение надежного запуска авиационного ГТД на основе оптимизации характеристик пускового устройства и совершенствования системы упрдоления». представленной на соискание учёной степени кандидата технических наук, в учебном процессе ФБГОУ ВО РГАТУ имени П.А. Соловьёва.

Мы. нижеподписавшиеся, заведующий кафедрой «Авиационные двигатели», доктор технических наук, лоиент А.Е. Ремизов и доцент кафедры «Авиационные двигатели», кандидат технических наук О.О. Карелин, составили настоящий акт о том, что результаты диссертационной работы H.A. Мухаммедова внедрены в учебный процесс кафедры «Авиационные двигатели» РГАТУ имени П.А. Соловьева и используются при обучении студентов по направлению 160700 Проектирование авиационных и ракетных двигателей, профиль подготовки - Проектирование авиационных двигателей и энергетических установок.

В дисциплине «Автоматика и регулирование ВРД» результаты диссертационной работы H.A. Мухаммедова внедрены в виде методических указаний к практическим работам по теме «Работа авиационных двигателей на неустановившихся режимах» и включают моделирование работы ГТД в процессе запуска, приемистости и сброса оборотов с различными вариантами программ управления.

УТВЕРЖДАЮ Ректор ФБГОУ ВО РГАТУ имени П.А. Соловьева доктор технических наук, профессор

В.А. Полетаев

2016 г

АКТ

Заведующий кафедрой «Авиационные двигатели», доктор техн. на) к, профессор / /

/ А.Е. Ремизов

Доиент кафедры «Авиационные двигатели», к.т.н

/

О.О. Карелин

ПРИЛОЖЕНИЕ В (справочное)

Основные уравнения математической модели двигателя АЛ-55И

1. Входное устройство Твх = Тн(1 + 0,2Мп)

Рвх = Рн(1 + 0,2Мп)3'Чх

2. Компрессор низкого давления

_ 288,15

ППР КНД — ПКНД 1~

гтч*

^ ТВХ р*

* _ РКНД

^КНД — "РьТ

^В ПР КНД — /(^КНД; ППР КНД)

^КНД — /(яКНД; ППР КНД)

ЛКНД ГП ЛКНД \

д „ _ ПР КНД ГП ^В ПР КНД/ 1ПП0/

лкУКНД —---100 %

СВ ПР КНД

р _ р РВХ |288,15

Ьп кн л — иг ■ ■

ГВ КНД иВ ПР КНД 1 033 I т*

ВХ

^В-1

т* _ т* (л . я*нл ^ -1. ТКНД — ТВХ • (1 +

%НД

^КНД — • • (тКНД - ТВХ) • ^В 3. Компрессор высокого давления

КНД

_ 288,15

ППР КВД — ПКВД

*

ТКНД

*

_* _ РКВД Я^пп —

КВД _ р*

^в пр квд —/(^Квд; ппр квд)

^квд — /(^квд; ППР КВД)

ЛКВД ГП ЛКВД

ДКуКВД — ПР ПР КВ^ • 100 %

СВ ПР КВД

г _ г РКНД"°КНД /288,15

квд "В пр квд ¡"^

ГВ КВД — иВ ПР КВД ^^

* кл л гр* _ гр* ¡-^ . ЯКВД В

ТКВД — ТКНД • + „* )

КНД

%ВД

^КВД — • • (ТКВД — ТКнД) • СВ

КВД

4. Камера сгорания Р* — РКвД • %С

^В КС — ^В КВД — • ^В КВД

а — СВ КС КС 14,8-Ст

^Г — А^кс)

^Т — ^т • № • ^Г +

@ВХ — ^В КС • СрТквд + ^В КВД • &А1 • СрТквд Свых — (^Г - СТО • СРТГ + ^т • ™ТГ

Д^КС — + @ВХ - @ВЫ1Х _ Ср(тГ)

V КС к(Т*) ^КС—^

5. Турбина высокого давления _ р*

^ТВД — Р*

ТВД

Д _ 3,14'ДсР ТВД'ПКВД

ТВД — 1098-/ГГ

^ГТВД — /(^ГВД; ^ТВД) ^ТВД — /(^ТВД; ^ТВД)

_ СгтВД'РГ

Сг —^ГТ

Сг РК ТВД — ^Г + ДсА2 • ^В КВД

Т

* _ (Ср-ТГ-Ср(Тг)+^сл2'св квд'тквд'ср(тквд))

РК ТВД СГ РК ТВД'СР(ТРК ТВД)

ТТВД — ТРК ТВД • I1 I1 I ^ТВД

77-* ^Г

"ТВД 1

^ТВД Г — ^Г • • (ТРК ТВД — ТТвД) • ^Г РК ТВД

ТТВД ОХЛ — ТКВД • I1 I1 I ^ТВД

77-* ^Г

"ТВД 1

^ТВД ОХЛ — • • (тКвд — ТТвД ОХЛ) • ^В КВД • ДрК1 ^ТВД — ^ТВД Г + ^ТВД ОХЛ

6. Турбина низкого давления

СГ СА ТНД — ^Г РК ТВД + ДРК1 • СВ КВД + ДРК2 • ^В КВД

т* _ СГ РК ТВД-ТТВД+^РК1"СВ КВД'ТТВД ОХЛ + ^РК2'Св КВД'ТКВД

ТСА ТНД — г

м ^Г СА ТНД

* _ РТВД'°ПЕР

ЯТНД — р*

РТНД

л _ з,14'Дср тнд-пкнд ЛТНД — I

1098- /ТСлТНД

^ГТНД — /(^ТНД; ^ТНД) ^ТНД — /(^ТНД; ^ТНД)

г _ СГТНД'РТВД

^ГТНД — '

*

ТСА ТНД

^Г РК ТНД — &Г + ДоХ2 • (^В КНД — ^В КВД)

т* _ (СГ РК ТВД'ТСл ТНД+^ОХ2-ТКНД'(СВ КНД-СВ КВД)

1 РК ТНД — г

^Г РК ТНД

ТТНД — ТРК ТНД • I1 I1 I ^ТНД

тт* ^Г "ТНД 1

^ТНД — • • (ТРК ТНД — Ттнд) • ^Г РК ТНД

7. Смеситель внутреннего контура

**

ТСМ1 — ТТНД

РСМ1 — РТНД • °Т1 • °С1

П Л _ ^Г РК ТНД-УТСМ1

^(Ясм1) — 0,389-РСм1'^сМ1

к

^(^СМ1) — (1 — • 1

РСМ1 — РСМ1 • ^(^СМ1)

1

^(^СМ1) — 0,5(ЯСМ1 —)

Л-СМ1

8. Смеситель наружного контура

Т* _

СМ2 —

^(ЯсМ2) —

_ тКНД(сВ КНД~сВ КВД)+тКВД"^НК"сВ

КВД

СВ КНД_СВ КВД+^НК'СВ КВД РСМ1

рКнд'°нк"°снк

КНД

я(Ясм2)кр — (^Г+г)кг 1

Если Я(Ясм2) > 1, то Я(Ясм2) = 1

Если Я(Ясм2) < ^(ЯсМ2)^ то ^(Ясм2) = ^(ЯСМ2)КР

Ясм2 —

ч

йГ+1' -—

— |1-я(ЯСМ2) *г

1

Ч(^СМ2) — ' (1 — ' ^СМ2) •

1

^(Ясм2) — 0,5(Ясм2 + 1-)

Л-СМ2

^СМ2 —

ТТСМ2

9. Зона смешения и выходное устройство

^СМ — ^Г РК ТНД + ^СМ2

_ (ссм-^т) КС1 — 14,8-бТ

* * * *

гр* _ ^Г РК ТНД' ТСМ1'СР(1 Ш1) + ^СМ2 •1СМ2СР (1 СМ2) ТСМ — - - —

ССМ^СР(ТСМ)

¿(¿см) —

СГ РК ТНД^^(^СМ1).

---:Г^ТСм1+ССМ2^г(^СМ2).

&Г 9

^В 9

Т*

СМ2

&Г+1 «г т*

Если 7(ЛСМ) < 1, то ЯСМ = 1, иначе

Л-СМ — ^(Лсм) - - 1

1

т —

N

р* _

ГГМ -

&Г+1

{ 2 уг-1

I

*

СМ

СМ т^(Асм>№:вк+^снк)

РВУ-Р

см

*

_* _ РВУ

^ВУ - рн * _ аг+а^г-1

"ВУ КР — ( 2 )

Если ^ВУ > КР , то я(ЯВУ) — 1 , иначе

N

&г+1

( 2 )

2

ШМ-Н

&Г+14

*

ВУу

^ВУ —

ут

*

СМ

^ВУ — ^ВУ •

N

2 • ^ • «г • гГ-! • тСм • (1 - ^В-)'"-1

И^ол — 20,05 • Мп • Утн

^ _ (сву^ву-св кнд^пол) д

10. Производные параметров

йтр _ а^КС-СК КСТГ(СКС+^СА1 •се КВД + СТ-СГ)

Ск кс^кс

*

"P^ — (^KC + &Л1 ■ ^в квд + ^T — Сг) +

Г

dT — 7 2 (Св кнд — ^B квд + ^7 ■ ^B квд — ^CM2 — (^ОХЛ2 + ^ЛТМ) (Св кнд — ^B квд))

^Твд _ дг , т* rr г v

""~ — ^T TCA TНД (йГ CA тнд — йГ тнд)

—^вУ ■ tcm ■(GcM — ^By)

¿"кнд _ (^тнд^м-^кнд>(я/зо)2 ¿Пквд _ (^твд^м-^квдНя/30)2