Метрологические исследования систем измерения тяги с помощью жестких и гибких зондов на срезе сопла ГТД Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.7.036

А.Д. Кулаков1, В.Г. Подколзин2, И.М. Полунин2, В.В. Попов1

1 Федеральное государственное унитарное предприятие «Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова», Россия 2Закрытое акционерное общество «Научно-методический центр

НОРМА», Россия

МЕТРОЛОГИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМ ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ С ПОМОЩЬЮ ЖЕСТКИХ И ГИБКИХ ЗОНДОВ НА СРЕЗЕ СОПЛА ГТД

Аннотация: На основе научно-исследовательского задела ЛИИ им.М.М.Громова и ЗАО « НМЦ НОРМА» по созданию образцов системы с аэродинамическим методом измерения тяги сопла ГТД разработан и изготовлен экспериментальный образец системы измерения тяги (СИТ) для ТРДД ПС-90А. Представлено описание экспериментального образца системы измерения тяги (СИТ) двигателя ПС-90А в земных условиях в самолетной компоновке. Принцип действия этой системы основан на прямом измерении усилия воздействия газового потока на погруженный в него, в зоне среза реактивного сопла, аэродинамический зонд. Приведены результаты исследований метрологических характеристик измерительных каналов СИТ двигателя ПС-90А при его испытании на тягоизмерительном стенде

Тяга двигателя, гибкий зонд, жесткий зонд, аэродинамическое сопротивление, сопло, газовый поток, наземный тягоизмерительный стенд для испытаний ГТД, градуировочная зависимость, метрологическая характеристика, приведенная погрешность

Введение

Высокий ресурс современных авиационных двигателей и переход на эксплуатацию по техническому состоянию требуют постоянного контроля состояния двигателя в процессе эксплуатации. Наряду с традиционными методами периодического контроля состояния двигателя (по штатным параметрам, визуальными, оптическими и т.д.) необходимо использовать интегральный метод, основанный на контроле тяги двигателя и выявлять тенденцию её изменения в процессе эксплуатации.

Тяга ГТД на летающих лабораториях и в самолетной компоновке определяется различными газодинамическими методами.

Все вышеперечисленные методы требуют специального препарирования двигателя, которое не может быть реализовано на штатной силовой установке, находящейся в эксплуатации.

Поэтому, для определения тяги ГТД в самолетной компоновке в условиях эксплуатации предлагается использовать метод, основанный на использовании штатных параметров ГТД и измерении усилия на аэродинамическом профиле (зон-

де), помещенном на срезе сопла ГТД.

ФГУП «ЛИИ им.М.М.Громова» и ЗАО «НМЦ НОРМА» на протяжении последних лет проводят работы по созданию промышленных образцов систем с аэродинамическим методом измерения тяги сопла ГТД. [1,2].

За это время проведены оценочные испытания различных экспериментальных вариантов систем измерения тяги на самолетах - летающих лабораториях Ту-134ЛЛ (двигатель Д-30 II серии) и Ил-76 (двигатель Д-30КП).

Проведенные в ЛИИ экспериментальные исследования опытных экземпляров системы показали их работоспособность и принципиальную возможность практического применения для контроля тяги ГТД в эксплуатации.

1 Общие принципы аэродинамического метода определения тяги сопла ГТД

В общем случае тяга двигателя определяется по формуле:

^в = ^ - V = РУРс + (рс - рн) - ^ 0) где: Rс - тяга сопла, Jвх - входной импульс,

© А.Д. Кулаков, В.Г. Подколзин, И.М. Полунин, В.В. Попов 2006 г.

в земных условиях ивх = 0

К дв 2

отсюда р - (рс - рн) = рсу;

. (2)

Известно, что на любое тело (зонд в виде струны), помещенное в газовый поток, действует аэродинамическая сила Х, которую можно вычислить с использованием формулы аэродинамики для продольной силы, т.е.

рУс

Х = сх Я с Б = сх ■ Б.

(3)

Установим связь между тягой двигателя Кдв и аэродинамической силой Х (далее будем обозначать как Рзон):

К

2¥ Р

с зон

дв

5 + р0 (рс - рн).

(4)

Таким образом, зная коэффициент аэродинамического сопротивления зонда (струны) сх , величину омываемой площади зонда Б, площадь сопла Рс и измеряя аэродинамическое усилие Рзон , действующее на зонд, можно определить тягу двигателя Кдв в самолетной компоновке в земных условиях.

Выражение (4) справедливо для определения тяги двигателя при реальном расширении газа на срезе сопла двигателя (при рс ф рн ). Характерной особенностью ТРДД является существенное недорасширение газового потока на срезе сопла. Уровень недорасширения потока в сопле ТРДД ( пс = рс/рн ) увеличивается с повышением режима работы двигателя (соответственно увеличивается располагаемая степень понижения полного давления

ср

= р х / рн) и в широком диапазоне условий

полета Н = 0......11 км и М = 0......0,8 находится

в пределах 1,05......1,3 .

Таким образом, помимо силы аэродинамического сопротивления зонда необходимо измерять статическое давление потока в сечении, где устанавливается зонд.

В связи с неодномерностью реального потока, возможной неточностью ряда входящих в расчет величин (сх, Р0, Рзон ) , а также влияния других величин (как цс), не учитывающихся в расчете, система должна быть протарирована с целью определения необходимых поправочных коэффициентов.

Результаты аэродинамических исследований гибкого зонда в ЦАГИ выявили, что при трансзвуковых числах Мс газового потока имеет место монотонная зависимость силы сопротивления

струны от скорости газового потока. Это связано с достаточно сильной зависимостью коэффициента аэродинамического сопротивления Сх гибкого зонда (при диаметре струны 1,6......2,0 мм) от

чисел Мс и Ке набегающего газового потока.

Идеальным случаем было бы наличие зависимости действующей на зонд силы только от продольного скоростного напора газовой струи, что соответствует постоянству коэффициента сх при изменении остальных параметров - чисел Мс и Ке, тангенциальной составляющей скорости, турбулентности и т.д. Для минимизации изменений по числам Ке необходимо использовать зонда с фиксированным передним отрывом пограничного слоя, что определяется поперечным сечением зонда. Вместе с тем, наличие двухпараметричес-кой зависимости силы, действующей на зонд от импульса струи и числа Мс, привело к необходимости использования двух зондов, зависимость сопротивления которых от числа Мс отличается сильно. Эта разница в зависимостях может обеспечиваться как формой поперечного сечения зонда, так и углом его установки по отношению к направлению набегающего потока (углом стреловидности).

Под воздействием газового потока каждый из этих зондов испытывает воздействие усилия Рзон пропорционально газодинамическому скоростному напору рсУ2с, коэффициенту сх и величине омываемой площади зонда Б. Зонды, имеющие различные коэффициенты аэродинамического сопротивления, будут испытывать различные усилия сопротивления, соответственно Рзон п- (прямоугольное сечение) и Рзон д- (треугольное сечение) :

Рзон. > 0,5 схПР^2с

Рзон.д = 0,5 схд Рсу2с Бд.

Для каждого зонда методом аэродинамических продувок предварительно определяются характеристики: схП = f (Мс) и схд = f (Мс).

В каждом цикле измеряются усилия, воспринимаемые зондами прямоугольной формы РзонП и треугольной формы Р30нд.

По этим замерам определяется параметр, ха -рактеризующий отношение усилий на зондах:

- отношение коэффициентов аэродинамического сопротивления

схП / схд = (РзонП / Рзонд) ; (5)

- отношение суммы коэффициентов к их разнице

[( схП +схд )/( схП - схд )] = [(РзонП + Рзонд)/(РзонП -

Рзонд)]. (6)

По найденным значениям (5) или (6) определяется число М потока и скоростной напор на каждом из зондов:

Рсу2сП = 2РзонП / (схП ■ БП )

с

Рс^сЛ = 2РзонЛ / (схА- Эд).

Усредненное значение, соответствующее скоростному напору в измеряемой зоне (между зондами), определяется по формуле

Рсу2с. ср = 0,5 ( РсУ2сП + Р^2сд). (7)

Таким образом, измеряя усилие, воспринимаемое аэродинамическим зондом Рзон на срезе сопла двигателя и в дальнейшем определяя значения скоростного напора реактивного потока рсУ2с и при известных геометрических параметрах сопла можно определить тягу двигателя, используя коэффициенты аэродинамического сопротивления зондов сх.

Следует отметить, что при градуировке системы измерения тяги в условиях заводского стенда, тяга двигателя измеряется прямым динамометрическим способом, при котором все силы интегрируются в узлах крепления двигателя к стенду и воспринимаются датчиками. При этом устанавливается связь между аэродинамическим усилием на зонде Рзон и измеренной тягой двигателя Rдв ст. Полученная в условиях заводского стенда градуировочная характеристика Рзон = f ^дв ст) при постоянных значениях частоты вращения ротора компрессора высокого давления (пвд = сопэ1) является универсальной и автоматически учитывает режимы течения на срезе сопла двигателя.

2 Система измерения тяги СИТ ТРДД ПС-90А

В 2004......2005 годах был разработан и изготовлен экспериментальный образец системы измерения тяги (СИТ) применительно к ТРДД ПС-90А, принцип действия которого основан на азродина-мическом методе измерения полного импульса реактивного сопла с помощью гибкого и 2-х жестких зондов, установленных на срезе реактивного сопла.

Система измерения СИТ включает в себя следующие основные части, рис. 1, 2.

1. Установочное кольцо предназначено для крепления на нем датчиков усилий и аэродинамических зондов, которое устанавливается на насадок реактивного сопла двигателя таким образом, чтобы внутренние поверхности зондов располагались в непосредственной близости от среза сопла двигателя. Его крепление осуществляется с помощью 5-ти тяг крепления и хомута, одетого на насадок реактивного сопла.

2. Комплект зондов состоит из одного гибкого зонда (струна диаметром 2,6 мм) и двух жестких зонда прямоугольной и треугольной формы (размер сечений: 10x15 мм у основания и 10x5 мм у вершины ), рис. 2.

Рис. 1 - Основные части системы измерения тяги двигателя ПС-90А Рис. 2 - Общий вид системы измерения тяги СИТ для двигателя ПС-90А

?^ЛI <Чк>" ч :г ^ши.цо 1 'гп 'о II

Тяги ' в на ■

¿¿сЬнлыгын ИК -V. -ЧА

3. Линия связи включает в себя электрические провода 4-х датчиков усилий и провода, по

которым передается информация от этих датчиков в измерительный комплекс, а также провода для получения информации от штатных самолетных датчиков частоты вращения высокого (П2) давления.

4. Измерительный комплекс М1С-200 представляет собой моноблочный автономный прибор, в который входят Ыо1еЬоок, измерительные модули, а также два согласующие модуля. Пакет прикладных программ типа управляет основными рабочими функциями аппаратуры обработки и позволяет устанавливать режимы проведения измерений и обработки результатов.

3 Результаты исследования метрологических характеристик системы СИТ

Целью исследований являлось получение расчетным путем оценок погрешности измерительных каналов (ИК).

Обработка результатов градуировок ИК производилась с использованием индивидуальной номинальной характеристики преобразования в соответствии с ОСТ 100487-83:

- определялись средние арифметические значения сигнала на выходе при прямом и обратном ходах градуировок;

- производилась аппроксимация зависимости значения сигнала от создаваемой нагрузки для всего диапазона в целом либо по частям полиномом п-й степени;

- в каждой контрольной точке каждого ИК определялись средние арифметические значения

исправленных результатов наблюдений ИК на прямом и обратном ходах;

- оценивалась систематическая составляющая погрешности и вариации в каждой контрольной точке каждого ИК;

- вычислялась оценка среднего квадратичес-кого отклонения случайной составляющей погрешности.

При этом в соответствии с ГОСТ 8.207-76 случайные составляющие погрешности суммируются как случайные погрешности с равновероятными законами распределения.

Границы погрешности ИК определялись в соответствии с ГОСТ 8.207 -76.

Погрешность ИК устанавливалась как максимальное значение погрешности, наблюдаемое в контрольных точках диапазона. При этом доверительная вероятность получения этой погрешности будет не ниже доверительной вероятности Р = 0,95.

3.1 Проведение исследований в лабораторных условиях

Для проведения исследования в лабораторных условиях был разработан и изготовлен имитатор установочного кольца сопловой насадок двигателя ПС-90А, представляющего балку с передвижными кронштейнами для крепления тензометри-ческих датчиков (гибкий зонд) и датчиков (жесткие зонды), рис. 3. Градуировка всех измерительных каналов системы СИТ заключалась в воспроизведении на контрольной точке эталонного значения физической величины, визуального контроля динамики изменения результатов измерения по показаниям на установившемся режиме и последующей обработки [3].

Рис. 3 - Установка силопреобразующего узла с жестким зондом и грузоприемного устройства

Анализ результатов показал, что:

- градуировочная зависимость физической величины нагружения зондов от измеряемой величины практически линейна для всех исследуемых каналов, рис. 4;

_ ' ттЩЖтЩшщ ййвЯЩЙ

: ' XV Яд.. ¡'1

— ".I 1 -'!)•: ■» И у«"!-, г .У- ,1 Йй}

Рис. 4 - Градуировочная зависимость нагружения на зонд от относительного параметра измерительного комплекса М1С-200

- распределения погрешностей каналов измерения с датчиками жестких зондов показывает, что приведенная погрешность составляет 0,06% и 0,133% соответственно для зондов прямоуголь-

ного и треугольного сечений во всем диапазоне измерения усилий, которые ожидаются при работе двигателя ПС-90А, рис. 5.

Рис. 5 - Распределение погрешности измерительного канала в зависимости от величины нагрузки на зонд

3.2 Проведение исследований на тягоиз-мерительном стенде

Исследования проводились на закрытом тя-гоизмерительном стенде № 1 ОАО «Авиадвига-

тель» при испытании двигателя ПС-90А, [4, 5], рис. 6.

В результате выполненных трехкратных градуировок ИК с жесткими зондами был создан массив в виде зависимостей замеренных усилий на выходе ИК от эталонных значений тяги двигателя ПС-90А, замеренной стендовой измерительной системой (ИИС).

Рис. 6 - Установка экспериментального образца системы СИТ на сопловой насадок двигателя ПС-90А

Анализ результатов показал, что: - изменение усилий, действующих на зонды, установленных на срезе сопла двигателя

зывает, что приведенная погрешность составляет 0, 889 % и 1,38 % соответственно для зондов прямоугольного и треугольного сечений, причем эти значения приходятся на контрольную точку режима работы двигателя 0.37 Номинала, а на взлетном режиме приведенная погрешность составляет соответственно 0, 58 % и 0,92 %, рис. 9; Рис. 9 - Распределение максимальной погрешности определения тяги системой СИТ с использованием прямоугольного зонда при расчетах по всему диапазону работы двигателя (МГ-ВЗЛ)

- распределения погрешностей каналов из-

ПС-90А, адекватно изменению тяги двигателя при его работе на установившихся режимах в диапазоне от малого газа до взлетного и обратно, рис. 7; Рис. 7 - Совмещенная временная диаграмма регистрации параметров стендовой измерительной системой ИИС (Кпр, N2) и системой СИТ (Рзонд, N2)

- градуировочная зависимость физической величины тяги двигателя ПС-90А от усилия, воспринимаемого жестким или гибким зондами для всех

и..

ц

4

щ' Я

Ч

*

\ |

мг 0,55 0,7 режим р 0,05 аботы де 0,92 игателя мом Г'Н'ЧЧ

силоизмерительных каналов СИТ является практически линейной в диапазоне изменения тяги от малого газа до взлетного, рис. 8;

Рис. 8 - График зависимостей Рзон □ , РзонА, Ргиб, Кпр от N2

- распределения погрешностей каналов измерения с датчиками жестких зондов при рабо-

мерения с датчиками жестких зондов при работе с апроксимирующим полиномом в диапазоне ( 0,7Н - ВЗЛ - 0,7Н ) показывает, что приведенная погрешность составляет 0, 312 % и 0,439 % соответственно для зондов прямоугольного и треугольного сечений, а на взлетном режиме приведенная погрешность составляет соответственно 0, 277 % и 0, 378 %, рис. 10;

Рис. 10 - Распределение максимальной погрешности определения тяги системой СИТ с использованием прямоугольного зонда при расчетах по «околономинальному» диапазону работы двигателя (0,7-ВЗЛ)

- обработка результатов измерений ИК с дат-

!

О.и

(М

№ Ец.

Ж' ЙГ ПД& о? зежим р аботы д аЖ зигатеп НОИ нзд

те с апроксимирующим полиномом в диапазоне режимов работы двигателя ( МГ - ВЗЛ - МГ ) пока-

чиками гибкого зонда показала, что приведенная погрешность, полученная для трех контрольных точек (МГ, 0,7Н, ВЗЛ) составляет 0,768 % на МГ и 0,676% на взлетном режиме, рис. 11; Рис. 11 - Распределение максимальной погрешности определения тяги системой СИТ с использованием гибкого зонда при расчетах по всему диапазону работы двигателя (МГ-ВЗЛ)

- приведенная погрешность определения тяги

двигателя ПС-90А2 на взлетном режиме системой СИТ с апроксимирующим полиномом (0,7Н

v.%

0" П-

п г

¿Я* ■г m^iß

О"1

п 1

МГ &М Ш режим Ä ■■IV> iL 1ДВ ьм МГМ1 1 Щй St® .вал

- ВЗЛ - 0,7Н) и с учетом погрешности измерения тяги стендовой ИИС (± 0,3%) составит 0,6% и 0,7% соответственно для зондов прямоугольного и треугольного сечений.

Заключение

Анализ газодинамических зависимостей между параметрами потока в сечении среза сопла ГТД и реактивной тягой показывает теоретическую обоснованность рассматриваемого метода косвенного определения тяги по результатам измерения аэродинамического сопротивления зонда, помещенного в газовый поток.

Приведенная погрешность измерения тяги двигателя ПС-90А на взлетном режиме системой СИТ с апроксимирующим полиномом (0,7 Н - ВЗЛ

- 0,7Н ) и с учетом погрешности измерения тяги стендовой ИИС (± 0,3%) составит менее 1,0%.

Использование системы СИТ позволит при эксплуатации проводить контрольные испытания и отладку двигателей после переборки, ремонта и т.п., т.е. в условиях, когда отсутствует специальное стендовое оборудование для непосредственного измерения тяги. Кроме того, система СИТ будет весьма полезной для текущего или предполетного контроля состояния и параметров двигателя непосредственно на самолете, выявления и компенсации изменений, связанных с наработкой или с изменением настройкой системы регулирования.

1. Подколзин В.Г., Полунин И.М., Кулаков А.Д. Способ определения тяги сопла газотурбинного двигателя в полете и устройство для его определения. Патент на изобретение № 230302. Государ -ственный реестр изобретений РФ 10 июня 2004 г.

2. Черкез А.Я. «Анализ возможностей и оценка рациональных средств определения реактивной тяги ВРД по результатам аэродинамических измерений в выхлопном тракте двигателя. Тех. справка № 300-07/128, ЦИАМ, 1993 г.

3. Кулаков А.Д., Полунин И.М., Попов В.В., Кулаков А.А., Бондарцев В.В. «Комплексная отладка экспериментального образца системы измерения тяги (СИТ) двигателя ПС-90А и проведение его испытаний в лабораторных условиях». Технический отчет №60-05- III, ФГУП «ЛИИ им. М.М.Громова», 2005 г.

4. Результаты испытания двигателя ПС-90А2 №93-01 (10А) по программе испытания экспериментального образца СИТ. Технический отчет № 43494 ОАО «Авиадвигатель», 2005 г.

5. Кулаков А.Д., Полунин И.М., Попов В.В., Кулаков А.А., Бондарцев В.В. «Проведение испытаний экспериментального образца СИТ двигателя ПС-90А на наземном тягоизмерительном стенде. Технический отчет № 213-05- III, ФГУП «ЛИИ им. М.М. Громова», 2005 г.

Поступила в редакцию 25.07.2006 г.

Рецензент: д-р техн. наук, с.н.с. В.И. Мельник, Федеральное государственное унитарное предприятие «ЛИИ им. М.М.Громова», Россия.

Литература

Анота^я: На основ1 науково-досл1дного зад1ла ФГУП «ЛИИ им. М.М.Громова» та ЗАО «НМЦ НОРМА» по створенню зразкв систем з аеродинам1чним методом визначення тяги сопла ГТД розроблено \ виготовлено експериментальний зразок системи вим1рювання тяги (СИТ) для двигуна ПС-90А. Проведено опис експериментального зразка системи вим1рювання тяги (СИТ) у земних умовах у л1таковому розташуванн1. Принцип д\1 цШ системи заснований на прямому вим1рюванн1 зусилля, д\ючого на аеродинам1чний зонд, розм1щенний в реактивному газовому потоц\ на виход\ сопла. Наведено результати досл\джень метролог\чних характеристик вим\рювальних канал\в СИТ двигуна ПС-90А пд час випробування на тяговим\рювальному стенд\.

АЬэ^ас^ On the basis of Gromov Flight Research Institute (GFRI) and Joint-Stock Company «НМЦ НОРМА» scientific experience on creation of samples of system with an aerodynamic method of measurement of nozzle engine thrust is developed and made experimental a sample system of measurement of thrust (СИТ) for PS-90А engine. The description experimental a sample of СИТ system for PS-90A engine in ground conditions in plane configuration is submitted. The principle of action of this system is based on direct measurement of effort of act on a gas stream on aerodynamic probe, mounted in a exhaust nozzle. Results of researches of metrological characteristics of measuring channels of СИТ system for PS-90A engine at its test on thrust stand are given.