Принципы подхода к подготовке программы испытаний ГТД

Каждый авиационный двигатель обладает определенными особенностями конструкции и эксплуатации. Поэтому при составлении

программы испытаний двигателя новой конструкции необходимо тщательно проанализировать возможность возникновения ранее неизвестных или несвойственных прежним двигателям явлений и назначить соответствующие проверки.

Во-первых, необходимо проанализировать влияние конструктивных и эксплуатационных особенностей на работоспособность двигателя, его термодинамические и прочностные свойства и соответствующим образом составить методики проведения типовых испытаний.

Так, например, при наличии устройств на двигателе для отбора воздуха или газа при разных количествах отбора (т.е. включенных потребителях) будут видоизменяться: температурное поле и средняя массовая температура газа перед турбиной, условия охлаждения камеры сгорания и турбины, вибронапряжения в лопатках компрессора, дроссельная характеристика. Поэтому типовые испытания по определению указанных свойств двигателя необходимо проводить как без отбора воздуха (газа), так и с различными количествами отбираемого воздуха.

Во-вторых, следует предусмотреть специальные проверки работоспособности конструктивных отличий и определение их характеристик. Если обратиться вновь к конструкции двигателя с отбором воздуха, то это будут проверки работоспособности механизма включения отбора воздуха, ограничителя максимального отбора воздуха, пригодности отбираемого воздуха для использования его на предусмотренные цели (например, кондиционирование кабин экипажа и пассажиров, наддува топливных баков, работы системы ПОЗ, приводов агрегатов, охлаждения элементов двигателя и т.д.).

Применение новых материалов или рабочих тел может потребовать введения специальных испытаний. Так, например, в случае применения конструкционных материалов из сплавов на основе магния или титана требуется проверка невоспламеняемости этих материалов из-за контактирования их с горячими газами, трения или задевания в результате возможной поломки или ненормальной работы как самих деталей, так и других элементов двигателя.

Влияние на работу двигателя различных масел, топлив и присадок к ним, жидкостей, впрыскиваемых на входе, также должно всесторонне изучаться. Впрыскиваемая на входе в двигатель жидкость для поддержания или форсирования мощности (силы тяги) может давать накипь или приводить к короблению и коррозии горячих узлов. В результате возросшее сопротивление газовоздушного тракта двигателя приведет к уменьшению силы тяги и возрастанию удельного расхода топлива на нефорсированных режимах. Из-за более быстрого охлаждения корпуса по сравнению с ротором (жидкость отбрасывается лопатками компрессора к периферии) может

произойти задевание ротора за статор. Не исключено попадание жидкости в систему смазки, отверстия для газодинамических измерений с

последующими нарушениями в системе регулирования. Может выявиться недостаточность единой регулировки топливоподающей аппаратуры при работе с впрыском жидкости и без нее и т.д.

При применении криогенных топлив существенно осложняется работа топливоподающей и топливодозирующей аппаратуры из-за возможной кавитации и интенсивного теплообмена с окружающей средой. Хладоресурс криогенных топлив может использоваться для охлаждения горячих деталей двигателя, в этом случае возможно вымораживание влаги из воздуха на теплообменниках, если они применяются в системе охлаждения, с резким изменением условий теплопередачи в процессе работы двигателя. Низкие температуры существенно влияют на прочностные характеристики металлов.

Сохранение работоспособности двигателя в особых условиях эксплуатации необходимо проверять специальными испытаниями. Так, например, если двигатель применяется в морской авиации, то должно быть проверено не вызывает ли коррозию попадание внутрь двигателя морской воды. Для этого перед остановкой двигателя на вход подают некоторое количество морской воды и оставляют «мокрый» двигатель в покое на несколько суток. Затем разбирают и по результатам дефектации судят об опасности влияния морской воды на элементы двигателя.

Если двигатель работает в условиях большого количества пыли, проверяют влияние пыли на износ элементов двигателя и вызываемые этим износом изменения эксплуатационных свойств (повышение удельного расхода топлива, снижение запаса устойчивой работы и т.д.), а также надежность работы пылезащитных устройств. Испытания должны проводиться при личных запыленностях воздуха (в г/м³), размерах частиц пыли и ее химического состава, так как от них зависит степень повреждаемости элементов двигателя.

Для некоторых конструктивных схем ГТД установились опробированные виды испытаний, рассмотрению которых посвящены разделы настоящей главы.

5.2. ОСОБЕННОСТИ ИСПЫТАНИЙ ДТРД

ДТРД – двигатели, как правило, двух или трехкаскадной конструкции. Одним из основных параметров, характеризующих работу многокаскадного компрессора, является «скольжение» роторов – отношение частот вращения соседних роторов. Требуемую величину «скольжения» на контрольном режиме получают либо изменением потребляемой мощности компрессора высокого давления (регулированием угла установки лопаток направляющего аппарата), либо перераспределением теплоперепадов между турбинами каскадов (за счет изменения площади соплового аппарата турбины каскада низкого давления). Этими же способами изменения частоты вращения роторов пользуются при проведении испытаний каждого ротора с превышением максимальной рабочей частоты вращения (гл. 2, ß 4).

У ДТРД обычно измеряют суммарный расход воздуха через двигатель, так как раздельное измерение расходов воздуха через первый и второй контур конструктивно затруднено. Лемнискатный насадок внутреннего контура затеняет вход во второй контур, изменяет характеристики газового тракта, а следовательно, и всего двигателя в целом. Для определения средней массовой температуры газа перед турбиной необходимо совместно решать уравнение теплового баланса и уравнение расхода через минимальное сечение соплового аппарата.

Испытания ДТРД в земных статических условиях во многом обесцениваются тем, что при этих испытаниях перепад давления в соплах внутреннего и наружного контуров существенно докритический. Следовательно, и вентилятор, и турбина вентилятора испытываются в режимах, не соответствующих полетным. Для увеличения перепада давления на реактивных соплах могут быть применены установки с наддувом на входе в двигатель ТБК. Однако они требуют очень больших расходов воздуха (особенно для ДТРД с большой степенью двухконтурности), подача которого становится сложной технической задачей. Может быть применена установка, в которой поток воздуха на выходе из второго и частично первого контуров испытуемого ДТРД направляется на вход этот же двигатель. На выходе из испытуемого ДТРД устанавливается устройство, позволяющее подмешивать к струе второго контура атмосферный воздух и горячие газы первого контура. Температуру подаваемого воздуха изменяют за счет подмешивания различного количества горячих газов, а давление – перепуском части смеси в атмосферу. При наличии сравнительно небольшого дополнительного источника воздуха возможности установки по наддуву могут быть существенно расширены.

Для имитации полетных условий работы ДТРД можно также пррименять расширяющиеся насадки, устанавливаемые на срезе реактивного сопла. Однако требуемые, как правило, различные перепады давления на соплах внешнего и внутреннего контуров невозможно достичь одним насадком. Необходимо применять два насадка с независимым регулированием перепада давления в каждом из них. Это может быть получено, например, применением окон с дросселем для подсоса воздуха из атмосферы в сопле внешнего контура и передвижного поджимающего конуса на выходе из сопла внутреннего контура.

Для ДТРД большой степени двухконтурности измеряемая на СИУ сила тяги зависит от потерь, связанных с обтеканием потоков второго контура, элементов двигателя и пилона, на котором двигатель крепится к самолету. В полете сопротивление интерференции капота второго контура с элементами самолета также составляет значительную долю сопротивления. Величины перечисленных сопротивлений зависят во многом от компоновки силовой установки на летательном аппарате. Это затрудняет оценку совершенства двигателя, особенно, если одновременно вносятся конструктивные изменения во внешние элементы силовой установки и

двигателя. Поэтому целесообразно для оценки термодинамического совершенства ДТРД производить измерение выходного импульса первого и второго контуров непосредственно на срезе сопла и на выходе из вентилятора гребенками газодинамических приборов и термопар.

5.3. ОСОБЕННОСТИ ИСПЫТАНИЙ ТРДФ

При испытаниях ТРДФ определяют величины, характеризующие работу форсажной камеры сгорания.

1. Средний коэффициент избытка воздуха в форсажной камере

_ф.ср = = , (4.4)

где - секундный расход топлива через форсажную камеру,

- секундный расход топлива через основную камеру,

- утечка воздуха через неплотности и систему суфлирования.

2. Суммарный коэффициент избытка воздуха в форсажной камере

= = , (4.5)

где

3. Расход газа через форсажную камеру

(4.6)

4. Температура газа на выходе из форсажной камеры

(4.7)

5. Коэффициент полноты сгорания в форсажной камере

(4.8)

При включении форсажной камеры должно быть синхронизировано раскрытие створок сопла с моментом воспламенения форсажного топлива, иначе возможны забросы температуры газов перед турбиной, частоты вращения ротора (роторов) и неустойчивая работа компрессора.

При включении форсажной камеры необходимо иметь увеличенную площадь выходного сечения сопла, иначе произойдет тепловое дросселирование расхода воздуха через двигатель со всеми вытекающими из этого неблагоприятными последствиями (неустойчивая работа компрессора, возрастание ). Время розжига форсажной камеры (от момента включения зажигания до воспламенения топлива) непосредственно, поэтому предусматривается раскрытие сопла с некоторым опережением по отношению к моменту воспламенения форсажного топлива. Это приводит к падению статического давления за турбиной и, как следствие, к некоторому возрастанию частоты вращения. Если двигатель работает с включенной системой регулирования частоты вращения, то она восстанавливает первоначальную частоту вращения уменьшением температуры газов перед турбиной. Воспламенение топлива в форсажной камере и вызванное этим повышение температуры вызывают резкое уменьшение перепада давления на турбине, приводящее к снижению частоты вращения. Для поддержания частоты вращения регулятор подачи топлива увеличивает расход топлива, при этом происходит некоторый заброс температуры и смещение режима работы компрессора к границе устойчивой работы.

В двухроторных ТРДФ смещение режима работы компрессора к границе устойчивой работы может происходить и при резком уменьшении расхода топлива в основной камере сгорания, так как это приводит к изменению скольжения роторов. Поэтому неустойчивая работа двухроторного ТРДФ может возникать в период, предшествующий розжигу форсажной камеры, а также после прекращения горения в ней.

Отладка синхронизации раскрытия створок сопла с моментом воспламенения форсажного топлива производится в следующей последовательности. Двигатель выводят на режим максимальной частоты вращения и после получения установившегося режима включают форсажную камеру. Регистрируют , давление топлива перед форсунками, частоту вращения ротора (роторов), положение РУД как по визуальным приборам, так и по осциллограмме, запись на которую указанных параметров производят в течении 2-3 с после включения форсажа. Определяют время выхода на форсажный режим (от момента начала движения РУД из положения «Максимал» до начала роста ,) и подсчитывают максимальную величину относительного уменьшения статического давления за турбиной по формуле

, (4.9)

где - статическое давление за турбиной на исходном (предшествующем форсажу) режиме;

- минимальное статическое давление за турбиной при включении форсажа.

Если при включении форсажа относительное уменьшение статического давления и максимальная температура газа перед турбиной не укладываются в допустимые пределы, производят регулировку реле выдержки времени на большую задержку по подаче топлива (если относительное уменьшение давления мало) или на большую задержку по раскрытию створок сопла (если относительное уменьшение давления больше нормы). Регулировка времени выхода на форсажный режим осуществляется сменой дроссельных пакетов в системе форсажного крана.

С уменьшением давления воздуха на входе в двигатель относительная амплитуда давления и время, в течение которого происходит изменение величин давления и температуры , увеличиваются, поэтому включение и выключение форсажной камеры на больших высотах связано с возможностью потери газодинамической устойчивости компрессора и должно быть проверено в этих условиях. В высотно-скоростных условиях определяется, кроме того, граница устойчивого розжига форсажа, а также механическая устойчивость оболочек форсажной камеры в момент срыва пламени, когда подкапотное давление охлаждающего воздуха оказывается выше давления газа за турбиной.

5.4. ОСОБЕННОСТИ ИСПЫТАНИЙ ГТД С РЕВЕРСОМ ТЯГИ

Эффективность реверсивного устройства двигателя оценивается коэффициентом реверсирования

R = , (4.10)

где (обратная сила тяги) и (прямая сила тяги) берутся для одной и той же частоты вращения.

Коэффициент реверсирования зависит от конструкции реверсивного устройства, режима работы двигателя и скорости обдувающего потока.

Для определения коэффициента реверсирования необходимо измерять прямую и обратную силы тяги. В стендовых условиях это можно осуществить на обычных или специальных силоизмерительных устройствах. На обычных силоизмерительных устройствах градуировочное устройство во

время измерения загружается усилием, превышающим максимально возможную обратную силу тяги на 10-15 %. Прямая и обратная силы тяги определяются по формулам:

В связи с тем, что и вычисляются как разности двух измеренных величин, погрешность вычисленных величин больше чем непосредственно измеренных и .

В специальных силоизмерительных устройствах, измерение прямой и обратной сил тяги производится непосредственно измерителем, который с помощью системы рычагов подключается на восприятие только одного усилия. Погрешность измерения сил тяги в этом случае значительно меньше.

В боксе, предназначенном для испытания двигателей с реверсивным устройством, должен быть организован отвод выхлопных газов так, чтобы не искажалось измерение прямой и обратной сил тяги.

При проведении типовых испытаний двигателей с реверсивным устройством тщательно исследуются потери в элементах реактивного сопла, влияние включенного реверса на вибронапряжения в лопатках последней ступени турбины и вибрации двигателя.

К специальным стендовым испытаниям следует отнести определение уровня истинных напряжений и температур в элементах конструкции реверсивного устройства, определение приемистости при обратной силе тяги, времени перекладки реверса из одного крайнего положения в другое и проверку работы механизмов приводов во время 150-часовых испытаний.

Для проверки приемистости при обратной силе тяги рычаг управления двигателя, работающего на режиме земного малого газа, быстро (в течение не более 1 с), после получения сигнала о перекладке реверса, переводят в положение, соответствующее максимальной обратной силе тяги.

За время приемистости принимается промежуток времени от момента начала перемещения РУД до момента достижения 95 % от максимальной обратной силы тяги.

При 150-часовых испытаниях проводят около 200 циклов включения и выключения реверса при различных режимах работы двигателя.

Работа реверса должна быть безотказной, а время перекладки из одного крайнего положения в другое на любом режиме работы двигателя не должно быть более 2 с.

Значительный объем доводочных работ по отработке реверсивного устройства проводится во время летных испытаний, так как работа реверсивного устройства во многом зависит от компоновки двигателя и места установки его на самолете. Основные вопросы, которые решают при летных испытаниях, следующие:

1) определение коэффициента реверсирования в зависимости от скорости обдувающего потока;

2) определение условий попадания реверсивных струй во входное устройство двигателя;

3) определение температурного состояния узлов конструкции двигателя и самолета вблизи реверсивных струй.

Величина коэффициента реверсирования с ростом скорости обдувающего потока увеличивается и может достигнуть значения единицы или даже несколько больше [50] за счет роста донного разряжения и изменения обтекания мотогондолы и других частей самолета. Эти сведения необходимы для определения летно-технических свойств самолета.

С уменьшением скорости обдува возникает опасность попадания горячих газов во входное устройство двигателя, что может привести к помпажу. При определенной скорости пробега реверсивное устройство должно отключаться или же двигатель должен переводиться на пониженную частоту вращения. Указанные ограничения должны быть экспериментально определены.

Перегрев элементов самолетных конструкций и нарушение управляемости самолета во время работы реверса недопустимы (например, в случае установки двигателя в хвосте самолета горячие газы могут достигать кромки крыла, шасси; при боковом ветре реверсивные струи от двигателей, установленных в крыле, могут вызвать односторонние нагрузки на хвостовом оперении). Для устранения неблагоприятных явлений прибегают к изменению конструкции реверса: изменению направления истечения реверсивных струй, несимметричному истечению их из сопла и т.д.

5.5. ОСОБЕННОСТИ ИСПЫТАНИЙ ГТД С ОТКЛОНЯЕМЫМ ВЕКТО- РОМ ПРЯМОЙ ТЯГИ.

В отличие от обычных авиационных ГТД при испытании двигателей с отклоняемым вектором прямой тяги необходимо измерять несколько компонентов реактивной силы тяги: минимум вертикальную и горизонтальную составляющие, а при наличии двух поворотных сопел, также и момент относительно продольной оси двигателя.

Для решения такой задачи на стендах применяют двухкомпонентные а иногда и трехкомпонентные силоизмерительные устройства. Динамометрические платформы подвешенные на упругих шарнирах (лентах) имеют свободу перемещений в направлении измеряемых усилий и . Градуировочные устройства рычажного типа.

К недостаткам таких схем силоизмерительных устройств следует отнести некоторую конструктивную сложность, связанную с наличием двух динамометрических платформ, и пониженную чувствительность систем измерения составляющих сил тяги из-за наличия дополнительного подгружающего веса, который не только соизмерим с измеряемыми усилиями, но и может превосходить их в 3-4 раза.

Более конструктивным следует считать двухкомпонентные силоизмерительные устройства с одной динамометрической платформой.

В рассматриваемой схеме силоизмерительного устройства подгружающий вес не полностью вывешивается градуировочной системой измерения вертикальной составляющей силы тяги, а используется для предварительной нагрузки этой системы на величину, несколько превышающую максимальное измеряемое усилие. Измерение усилия сводится к измерению «уменьшения» этого дополнительного веса под действием вертикальной силы тяги, что повышает точность определения усилия .

Многокомпонентные силоизмерительные устройства обладают метрологическими особенностями, которые обусловлены взаимным влиянием их измерительных и градуировочных систем, приводящие к появлению дополнительных погрешностей измерения.

Рассмотрим основные из них:

– установочная погрешность взаимовлияния. Эта погрешность вызывается отклонением оси испытуемого двигателя от оси измерительного устройства.

Должна быть получена зависимость установочной погрешности измерения горизонтальной силы тяги, обусловленная влиянием вертикального усилия.

– относительная установочная погрешность взаимовлияния зависит от отношения вертикальной и горизонтальной сил тяги и при ошибке установки двигателя в 30´ может достигать значений нескольких десятых процента.

– погрешность взаимовлияния измерительных систем, обусловленная перемещением динамометрической платформы в процессе измерения усилий.

5.6. ОСОБЕННОСТИ ИСПЫТАНИЙ ТУРБОВАЛЬНЫХ И ТУРБОВИНТОВЫХ ГТД, ЭКВИВАЛЕНТНАЯ МОЩНОСТЬ, ТРЕБОВАНИЯ К СТЕНДАМ.

Полезная отдача турбовальных ГТД оценивается по приведенной мощности. Полезная отдача турбовинтовых ГТД оценивается по эквивалентной мощности, представляющей собой сумму приведенной мощности и мощности, равноценной силе тяги, развиваемой соплом. В статических условиях

, (4.22)

где - эквивалентная мощность;

и - соответственно приведенная мощность и приведенная сила тяги, которые определяются по формулам (1.1);

- коэффициент пересчета силы тяги в мощность, принимаемой для взлетной мощности равным =0,91.

В полетных условиях

= + , (4.23)

где - истинная скорость полета;

- коэффициент полезного действия винта.

При расчете приведенной мощности учитывается мощность, затрачиваемая на привод самолетных агрегатов (зависит от их загрузки).

Помимо общих требований, боксы для испытания ГТД должны быть достаточно просторными для размещения двигателя с винтами и обеспечения необходимого расхода воздуха через двигатель и площадь, ометаемую винтами, а также иметь оборудование для измерения крутящего момента и силы тяги, развиваемой двигателем (с погрешностями не более 0,5 % от максимального значения).

Испытания с загрузочным устройством (тормозом)

Мощность развиваемая турбовинтовым или турбовальным ГТД может быть поглощена и измерена загрузочным устройством, в качестве которого может быть применен или гидротормоз, или воздушный тормоз, или индукционный тормоз, или др. устройство.

Двигатель укрепляется на станине и его свободная турбина соединяется валом тормоза. Соосность двигателя и тормоза должна быть обеспечена с высокой точностью.

Отбор мощности с выходного вала редуктора не производят, так как при этом пришлось бы применять тихоходные тормоза больших размеров, вследствие чего для ТВД, например, могло бы создаться дополнительное сопротивление воздуха на входе в двигатель.

Если тормоз с двигателем укрепить на динамометрической платформе силоизмерительного устройства, то можно одновременно измерять крутящий момент и силу тяги. Однако, подобные установки весьма громоздки и применяются редко. Значительно чаще силу тяги ТВД измеряют газодинамическим методом.

Тормозной стенд позволяет провести обкатку двигателя и получить достаточно точные нагрузочные характеристики, а для турбовальных ГТД провести и всю отладку двигателя. При снятии характеристик во время опытных испытаний получают для ожидаемых эксплуатационных условий работы не менее четырех кривых зависимости мощности от частоты вращения ротора при постоянной температуре газа перед турбиной или же при постоянной частоте вращения ротора и различной температуре газов

перед турбиной. Две кривые – д.ля взлетного режима и режима максимальной продолжительной мощности, две другие – с равными интервалами между режимом земного малого газа и режимом максимальной продолжительной мощности.

При проверке работы ТВД и вертолетных ГТД в высотно-скоростных условиях тормоз с двигателем располагаются в термобарокамере.

Однако тормозным испытаниям присущи недостатки, из-за которых требуются повторные испытания ТВД с винтами, а именно: не проверяется работа редуктора и элементов, воспринимающих тянущее усилие винта (упорных подшипников, валов, корпуса редуктора и др.), не испытывается система механизации и защиты винтов.

Испытания на стенде ГТД с воздушными винтами

При этих испытаниях ТВД укрепляется на неподвижной жесткой опоре. На двигатель монтируют воздушные винты.

Режим испытания по мощности устанавливается с помощью характеристик, полученных на тормозном стенде (например, по давлению топлива перед форсунками на заданной частоте вращения) или с помощью ИКМ (измерителя крутящего момента), смонтированного внутри двигателя и являющего штатным прибором системы контроля крутящего момента в полете. Наибольшее распространение получили гидравлические ИКМ.

Применение ИКМ, если он работает стабильно и обладает достаточной точностью, упрощает и удешевляет испытания. Отпадает необходимость применения тормозных испытаний ТВД и связанного с ними оборудования (например, гидротормозов, системы водоснабжения). Сокращается цикл и трудоемкость испытания ТВД, возрастает пропускная способность испытательных станций. Недостаток метода заключается в том, что требуется точное изготовление элементов ИКМ, что несколько удорожает производство двигателя.

Испытания вертолетных ГТД также могут проводиться на натурных винтовых стендах, такие испытания (как правило выборочные) проводят для проверки работоспособности главного редуктора вертолета (особенно, если он работает от нескольких ГТД).

Специальные испытания ТВД и вертолетных ГТД

Вибрографирование и тензометрирование двигателей должно проводиться при наличии силовых возмущений, создаваемых воздушными винтами. Для вертолетных ГТД, кроме того, характерным является вибрографирование двигателя и трансмиссии при максимально допустимой расцентровке валов двигателя и главного редуктора и тензометрирование валов трансмиссии для определения напряжений от крутильных и изгибных колебаний. У ТВД во время 150-часовых испытаний проверяется работа

механизации и защиты воздушного винта, работа системы ограничения крутящего момента (работающей, например, от ИКМ) при полностью заглушенных самолетных агрегатах.

Если у двигателей есть свободная турбина, то она проходит проверку на повышенный (максимально допустимой) крутящий момент и на быстродействие системы ограничения частоты вращения при резком снятии нагрузки.

Испытание на максимально допустимой крутящий момент проводятся на гидротормозном стенде или с воздушными винтами на частоте вращения, при которой этот момент может быть достигнут. Температура газов перед свободной турбиной устанавливается максимальный для взлетного режима, а температура масла на входе в двигатель – исходя из наиболее тяжелых условий работы подшипников свободной турбины. Испытания включают: 5 мин непрерывной работы на режиме 0,75 взлетной мощности и 15 мин (циклами не менее 3 мин) на режиме максимально допустимого крутящего момента.

Измеряют: частоту вращения турбины, крутящий момент, температуру газов перед (за) турбиной, температуру и давление масла на входе в двигатель, температуру атмосферного воздуха и температуру подшипников свободной турбины (во время работы на ).

Проверка работы автоматики ограничения частоты вращения свободной турбины при резком снятии нагрузки осуществляется на гидротормозном стенде. Двигатель оборудуется устройством для быстрого разъединения свободной турбины с гидротормозом, например, за счет отстрела рессоры. При взрыве пиропатрона поршень, укрепленный на штанге, срезает кольцо и мгновенно вытягивает рессору из зацепления со свободной турбиной. Турбина стремится раскрутиться, но автомат защиты должен выдать команду на резкое уменьшение подачи топлива и предотвратить раскрутку. Во время эксперимента осциллографируются: частота вращения свободной турбины и давление топлива перед форсунками.

При проведении «горячих испытаний» ГТД со свободной турбиной, когда повышение температуры газов перед турбиной достигается с помощью постановки сеток на входе в двигатель, а противодавление на выходе остается барометрическим, частота вращения турбокомпрессора при =max может не достигать максимальных значений. В этом случае возможно:

а) проведение испытаний на два этапа. В первом этапе испытывать в «горячем режиме» свободную турбину. Во втором этапе свободную турбину снять и испытывать в «горячем режиме» турбокомпрессор;

б) поставить сопловой аппарат свободной турбины с увеличенной площадью проходного сечения.

Указанные трудности не возникают при проведении «горячих испытаний» в ТБК.

На вертолетных ГТД проверяется возможность работы на

чрезвычайном режиме. В доводочных испытаниях на чрезвычайный режим выводят резким передвижением РУД (как при пробе приемистости) после работы на взлетном режиме в течение заявленной продолжительности. На чрезвычайном режиме работают разрешаемое техническими условиями время, после чего двигатель останавливают, разбирают и дефектируют. Во время чрезвычайного режима не должно быть нарушений в работе, а состояние деталей по результатам дефектации должно соответствовать техническим условиям.

Чрезвычайный режим может исчерпывать работоспособность двигателя. Поэтому во время кратковременных заводских испытаний на нем не работают, а проводят лишь достаточность избытка топлива, подаваемого насосом, необходимо для обеспечения работы на чрезвычайном режиме.

5.7. ОСОБЕННОСТИ ИСПЫТАНИЙ ПВРД

В отличие от других ВРД у прямоточных двигателей наблюдается значительно большее влияние рабочего процесса в диффузоре на работу камеры сгорания и реактивного сопла. Если в ГТД неравномерности потока, генерируемые диффузором, несколько выравниваются после компрессора, то у ПВРД они непосредственно достигают камеры сгорания и влияют на работу сопла. Поэтому хотя поузловая доводка при создании ПВРД применяется, но она менее эффективна, чем у других видов ВРД. ПВРД прост по конструкции, и геометрическое моделирование его не вызывает трудностей, однако влияние числа Rе на газодинамические процессы и отсутствие возможности моделирования сложных процессов смесеобразования и тепловыделения требуют проведения экспериментальных исследований либо на моделях большого размера, либо непосредственно на натурных объектах. Ускорение летательных аппаратов с ПВРД значительно больше, чем с другими ВРД, что сказывается на работе топливоподающей и топливорегулирующей аппаратуры.

Стендовые испытания ведутся в ТБК по схеме с присоединенным трубопроводом. Чтобы приблизить форму скоростного поля перед камерой сгорания к реальной, двигатель устанавливается в ТБК с реальной дозвуковой частью входного диффузора. Если давление и температура в критическом сечении диффузора будут соответствовать полетным, то все узлы двигателя, расположенные за критическим сечением (камера сгорания и сопло) будут находиться в условиях, наиболее приближенных к реальным.

На стенде с обдувом диффузора сверхзвуковым потоком могут быть имитированы условия работы при разных числах М_п и углах атаки скольжения. При этом испытания проводятся не только с постоянным углом между вектором скорости набегающего потока с осью диффузора, но и при быстрых изменениях его во время эксперимента (до 10 градусов в секунду), как это может быть во время маневра летательного аппарата.

Наиболее полные сведения о работе двигателя на земных установках

получают в моторных аэродинамических трубах. Учитывая, что ПВРД значительно легче ГТД и ошибки, связанные с большими статическими нагрузками на аэродинамические весы, меньше, во время эксперимента может измеряться сила тяги двигателя. Для учета сопротивления стойки, на которой подвешивается двигатель и сопротивления, вызываемого интерференцией стойки с двигателем, испытания проводят с применением ложной стойки, располагаемой с противоположной стороны двигателя, идентичной несущей стойке. На и тех же режимах работы двигателя испытания проводят с ложной стойкой и без нее. Считается, что сопротивление, вызванное обтеканием стойки и интерференцией ее с двигателем, в два раза больше при двух стойках, чем при одной.

Во время экспериментов измеряют статические давления по длине двигателя на внешней обшивке и во внутренних каналах: поля полных давлений в различных сечениях диффузора, камеры сгорания и сопла, температуру газового потока в камере сгорания, температуру элементов конструкции; расход топлива и силу тяги. Эти измерения позволяют построить высотно-скоростные характеристики, характеристики процессов, протекающих в отдельных элементах двигателя и оценить эффективность охлаждения горячих узлов. Одним из важных проверяемых эксплуатационных качеств ПВРД является надежный запуск.

Лекция 6. Испытания узлов ГТД