Рассмотрим далее механизм влияния температурной неравномерности и температурной нестационарности потока на входе в двигатель на его ГДУ.

Влияние окружной неравномерности температурного поляна запас газодинамаческой устойчивости ГТДкачественно может быть объяснено с использованием так называемой «гипотезы параллельных компрессоров». В этой модели «холодная» зона 1 и «горячая» зона 2 ( рис. 49.2, а) условно заменяются двумя компрессорами, работающими на холодном и горячем воздухе с одинаковыми значениями физической частоты вращения и имеющими одинаковые давления на входе и на выходе (на входе в общую камеру сгорания). В таком случае режимы параллельных компрессоров отличаются значениями их приведенных частот вращения, причем n_пр.гор< n_пр.хол.

Рис. 49.2

Если бы оба компрессора работали каждый со своей камерой сгорания и турбиной, их рабочими точками были бы точки 1 и 2 на характеристике компрессора (см. рис. 49.2, а), лежащие на одной рабочей линии, а давления на выходе и значения у них были бы разными ( > ). Но при работе обоих компрессоров на общую емкость (камеру сгорания) за ними устанавливается некоторое среднее давление, которому соответствует среднее значение , лежащее между значениями в точках 1 и 2. Это означает, что режим работы компрессора, эквивалентного холодной зоне, сместится из точки 1 в точку 1¢, а режим работы компрессора, эквивалентного горячей зоне, сместится в точку 2¢ существенно меньшим запасом устойчивости. Таким образом, возникновение температурной неравномерности на входе в двигатель приводит к снижению запаса устойчивости компрессора и притом к тем более значительному, чем больше снижение n_пр.гор по сравнению с n_пр.хол , т.е. чем больше относительный подогрев .

Влияние нестационарности поля температур на работу ГТД состоит в следующем. При медленном повышении температуры по времени с темпом не более 5...10 К/с рабочая точка на характеристике компрессора перемещается вследствие уменьшения n_пр вниз по рабочей линии установившихся режимов 1–2 (см. рис. 49.2, б). Температура за компрессором при этом увеличивается, а температура остается примерно постоянной (или изменяющейся в соответствии с программой управления двигателя), поскольку топливная автоматика успевает произвести соответствующее изменение расхода топлива. Снижение n_пр сопровождается соответствующим уменьшением .

Рис. 49.3

При быстром увеличении температуры (300 … 1000 К/с более) подача топлива и частота вращения роторов измениться не успевают, а расход воздуха (вследствие снижения r_в и n_пр) резко падает. Происходит «заброс» температуры по сравнению с установившимся режимом, вызывающий «тепловое дросселирование» компрессора, что приводит к перемещению рабочей точки в сторону границы устойчивых режимов по линии 1–2¢ или линии на рис. 49.2, б или линии 1–2", тем более пологой, чем выше темп нарастания температуры . При очень быстром повышении температуры (1500...2000 К/с) давление за компрессором (и соответственно, значение ) вообще не успеет существенно измениться в связи с тем, что снижение давления в камере сгорания возможно только по мере вытекания газа из неё через сопловой аппарат турбины, на что нужно время. И тогда рабочая точка на характеристике компрессора переместится влево по почти горизонтальной линии. Во всех случаях быстрый рост (во времени) приводит к резкому снижению .

Дополнительным фактором, приводящим к снижению DК_у при быстром увеличении температуры , является то, что при этом не успевает осуществляться регулирование компрессора (например, поворотом лопаток НА). Компрессор ведет себя как нерегулируемый, что при высоких значениях вызывает смещение границы устойчивых режимов вправо (из положения г–г в положение г¢–г¢ - см. рис. 49,2, б} за счет усиливающегося в этом случае рассогласования ступеней.

 

На рис. 49.3 показан качественный характер изменения параметров двигателя по времени при попадании горячих газов от ракеты, приводящих к неустойчивой работе двигателя. Момент времени t₁ соответствует началу температурного воздействия, а момент времени t₄ – его окончанию. Как видно, в начальный период времени (в интервале времени от t₁ до t₂, рис. 4.3) частоты вращения роторов и расход топлива еще не успевают измениться, а температура газа повышается (вследствие уменьшения расхода воздуха) при незначительном снижении давления за компрессором. В момент времени t₂ при определенном уровне возмущения возникает неустойчивая работа компрессора (в данном случае – вращающийся срыв). С этого момента времени резко повышается температура газа за турбиной и падают частоты вращения роторов двигателя. Во избежание перегрева лопаток турбины двигатель должен быть выключен летчиком или автоматической системой ликвидации неустойчивой работы (при t = t₃), обычно устанавливаемых на боевых самолетах, с последующим восстановлением исходного режима.

 

Запас устойчивости двигателя по отношению к тепловым воздействиям оценивают по величине критического подогрева или , т.е. такого значения относительного подогрева, который вызывает потерю двигателем ГДУ. Следовательно, для обеспечения устойчивой работы двигателя нужно иметь .

1. СИСТЕМЫ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ И ЛИКВИДАЦИИ НЕУСТОЙЧИВОЙ

РАБОТЫ ГТД

Системы предупреждения неустойчивой работы используются только при применении бортового оружия, когда момент начала возмущения, его примерный уровень и длительность воздействия можно предвидеть заранее. Принцип работы этих систем заключается в возможности кратковременного повышения запаса ГДУ каскадов компрессора и воздухозаборника за счет соответствующих управляющих воздействий на их характеристики и рабочий процесс двигателя.

Кратковременное увеличение запаса ГДУ СУ может достигаться различными способами. Причем, чем больше число управляемых элементов имеет СУ, тем шире возможности кратковременного повышения запаса ГДУ. На СУ современных самолетов используются следующие управляющие воздействия, производимые на короткое время:

1) резкое снижение подачи топлива;

2) поворот лопаток НА первых ступеней в каскадах компрессора;

3) перепуск воздуха из-за ступеней компрессора;

4) изменение F_кр реактивного сопла;

5) изменение L_кл СВУ.

Резкое снижение подачи топлива осуществляется специальными устройствами, имеющими высокое быстродействие. Уменьшение подачи топлива до режима «МГ» осуществляется ими за время 0,02...0,03 с, Затем после прохождения возмущения расход топлива восстанавливается до исходного уровня. Этим осуществляется временное раздросселирование компрессора или его каскада, расположенного перед камерой сгорания, и повышение запаса его ГДУ. При этом, конечно, происходит резкое снижение тяги двигателя.

Рис. 49.4

На рис. 49.4 показана экспериментальная зависимость критического подогрева для одного из ТРДДФсм от темпа нарастания температуры для случая, когда темпловое возмущение совпадает с быстрым сбросом топлива в основной камере сгорания на величину , выраженную в процентах от расхода топлива до прихода возмущения. Как видно, при значение критического подогрева увеличивается в данном случае примерно в 2 раза по сравнению с .

Поворот лопаток НА группы регулируемых первых ступеней в компрессоре является эффективным средством повышения запасов ГДУ каскадов компрессора без значительного снижения тяги СУ.

Изменение площади критического сечения реактивного сопла, как отмечалось, по-разному влияет на запасы ГДУ каскадов компрессора у двигателей различных схем. Так, например, у двухвальных ТРДДФсм при увеличении F_кр возрастает степень двухконтурности при относительно небольшом уменьшении скольжения роторов, что приводит к увеличению запаса ГДУ КНД, но запас ГДУ КВД при этом существенно не изменяется.

Выдвижение панелей клина СВУприводит к повышению запаса устойчивости СВУ при сверхзвуковых скоростях полета. Это особен­но важно в тех случаях, когда управляющее воздействие на компрессор для повышения его ГДУ вызывает снижение приведен­ного расхода воздуха (например, при прикрытии лопаток НА).

В реально существующих системах предупреждения неустойчивой работы СУ при применении бортового оружия используется одновременно несколько управляющих воздействий, исходя из необходимости получения при их использовании наибольшего повышения запаса ГДУ. Чтобы избежать самовыключения двигателя при резком сбросе подачи топлива, целесообразно также осуществлять на некоторое время включение пусковых блоков основной и форсажной камер сгорания, чем обеспечивается в случае погасания пламени в камерах сгорания быстрое восстановление процесса горения.

Включение системы предупреждения осуществляется по команде от нажатия боевой кнопки (БК) или от реле схода ракеты.

Системы ликвидации неустойчивой работы предназначены для раннего обнаружения потери ГДУ силовой установки, ее немедленной ли­квидации и автоматического восстановления исходного (устойчивого) режима работы двигателя,

Могут возникать, как известно, две основные формы проявления неустойчивой работы – «помпаж» и «вращающийся срыв». В обоих случаях внешними признаками являются серия хлопков или одиночный хлопок (при срыве) , а также снижение n и увеличение . Если последствием неустойчивой работы является заглохание двигателя вследствие погасания пламени в основной камере сгорания, то наблюдается одновременное снижение n и . При возникновении «срыва» тяга двигатеял падает практически до нуля.

При высоких значениях приведенной частоты вращения (n_НД.пр>90%) неустойчивая работа компрессора у ТРДФ, как правило, возникает в форме «помпажа». Вывод компрессора из «помпажа» осуществляется легче, чем из «вращающегося срыва», так как при «помпаже» компрессор периодически возвращается на правую (устойчивую) ветвь его характеристики. «Помпаж» в таком случае самоликвидируется после прекращения температурного возмущения, либо устраняется кратковременным уменьшением подачи топлива.

Но на больших высотах или при пониженных значениях n_НД.пр, как правило, возникает «вращающийся срыв» («помпажный срыв»), т.е. устойчивый переход компрессора на левые (срывные) ветви ого напорных кривых. Степень уменьшения сопротивления тракта двигателя, необходимая для вывода компрессора из «вращающегося срыва», значительно выше, чем для вывода компрессора из «помпажа». Поэтому в данном случае система ликвидации неустойчивой работы двигателя должна обеспечивать резкое уменьшение или полное выключение (мгновенную отсечку) топлива в сочетании со всеми другими воздействиями, направленными на повышение запаса ГДУ. Затем (через кроткое время) производится встречный запуск.

Диапазоны режимов работы двигателя и режимов полета, при которых появляется та или иная форма неустойчивой работы, для каждого конкретного типа двигателя определяются экспериментально.

Для создания системы автоматической ликвидации неустойчивой работы силовой установки необходимо иметь датчики (сигнализаторы) возникновения помпажного срыва или помпажа. Это могут быть сигнализаторы резкого падения давления за компрессором, роста давления перед компрессором, вызванного выбросом туда сжатого воздуха из-за компрессора через зону срыва, сигнализаторы возникновения обратных токов воздуха в последних ступенях компрессора и др. Обязательно используется также сигнал «Высокая температура», поступающий при превышении максимально допусти ой температуры газа перед или за турбиной.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

4. ПЕРСПЕКТИВЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ИРАЗВИТИЯ