Выбег ротора газотурбинного двигателя в поле вращения Земли Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Решетневские чтения

УДК 629.7.036.3

Н. В. Даниленко, С. Л. Валисевич

Иркутское высшее военное авиационное инженерное училище (Военный институт), Россия, Иркутск

ВЫБЕГ РОТОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕ ВРАЩЕНИЯ ЗЕМЛИ

Рассматриваются особенности выбега ротора авиационного газотурбинного двигателя в поле суточного вращения Земли с учетом ориентации самолета на аэродроме в плоскости горизонта.

Актуальность контроля времени выбега ротора авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) определена требованиями безаварийной летной работы. По указанному параметру судят о состоянии двигателя, его трансмиссии и коробках агрегатов. По этой причине время выбега ротора ГТД регламентировано инструкцией по технической эксплуатации (см. Инструкцию по технической эксплуатации двигателя Д-30КП). Для двух-контурного двигателя Д-30КП замер времени выбега роторов начинается с 1 000 об/мин ротора второго каскада. Время выбега ротора должно быть не менее 80 с для каскада низкого давления и не менее 60 с для каскада высокого давления.

Анализ особенностей времени выбега ротора ГТД построим на известном из теоретической механики дифференциальном уравнении вращательного движения твердого тела [1]. Применительно к ГТД на переходных режимах его работы уравнение динамики ротора записывается в виде уравнения баланса мощностей [2]:

N т - N - N тр = т = Iх ш Щ-, (1)

ш

где N и N - мощности турбины и компрессора; N•¡5 - затраты мощности на преодоление механических потерь и привод агрегатов самолета и двигателя; ДМг - избыточная мощность; 1х - приведенный момент инерции ротора относительно оси его вращения; ю = 2%п — угловая скорость вращения ротора.

Отметим, что ГТД работает в поле суточного вращения Земли. Его ротор находится в состоянии сложного углового движения [1], включающего относительное вращение юр вокруг собственной оси и переносное вращение ОЗ, определяемое суточным вращением Земли. В сложном движении вектор абсолютного вращения ротора ГТД определен геометрическим сложением векторов относительного юр и переносного ОЗ вращений:

• • •

ЮЕ = юр + Пз. (2)

Выберем исходное положение летательного аппарата на аэродроме. Очевидно, что при левом

(по отношению к командиру экипажа) вращении ротора двигателя максимум модуля суммарной скорости его вращения будет на экваторе (1 = 0) при меридианном направлении ГТД носом в сторону южного полюса Земли. Именно здесь в любой точке экватора векторы угловой скорости вращения ротора и Земли при выбранном положении самолета совпадают как по направлению, так и по знаку, обеспечивая максимальное значение суммы их модулей.

С учетом выбора начала и направления системы отсчета модуля суммарной угловой скорости ротора ГТД имеем следующее:

= w + W3 cos 1 cos p. (3)

Рис. 1. Схема установки по замеру времени выбега ротора гироскопа

Исследование влияния положения летательного аппарата на аэродроме на время выбега ротора ГТД представляет собой трудоемкий и дорогостоящий процесс. Но общие его тенденции можно исследовать на примере ротора авиационного гироскопа (рис. 1). Гироскоп 1 подключен к сети 2 постоянного тока с напряжением 24 В. Положение продольной оси ротора 3 гироскопа 1 определяется по стрелке компаса 4. Время выбега ротора гироскопа фиксируется секундомером 5. Направление вращения ротора 3 указано стрелкой 6.

Исследования времени выбега ?п-0 ротора гироскопа проводились в плоскости горизонта в

5

2

4

Двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования космичесщщаппаратов

диапазоне углов Р от 0 до 360° . Результаты исследований представлены на рис. 2.

.....; l ~ 52 S

х х

\ / /

\ /

V/

4-0; сек с

56 54 52 50

0 45 90 135 180 225 270 р, град

Рис. 2. Характеристика времени выбега ротора гироскопа при изменении углового положения р гироскопа в плоскости горизонта

Анализ полученных результатов показывает, что максимум времени выбега соответствует направлению ротора гироскопа носом на юг, а минимум - на север. При направлениях на запад и на восток время выбега ротора не меняется. Следовательно, при замере времени выбега ротора конкретного ГТД на аэродроме базирования следует вносить поправку как на положение аэродрома (широту 1), так и на расположение на нем летательного аппарата (Р).

Библиографический список

1. Тарг, С. М. Краткий курс теоретической механики / С. М. Тарг. М. : Наука, 1974.

2. Нечаев, Ю. Н. Теория авиационных двигателей / Ю. Н. Нечаев. М. : ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1990.

N. V. Danilenko, S. L. Valisevich Irkutsk Higher Military Aviation Engineer School (Military Institute), Russia, Irkutsk

ROTOR RUNDOWN OF THE GAS TURBINE ENGINE IN THE FIELD OF EARTH ROTATION

The peculiarities of the rotor rundown of the aviation gas turbine engine in the field of Earth diurnal rotation with account of the plane orientation on the landing field in the horizon plane are considered. Practical recommendations to adjust the time of rotor rundown are given.

© Даниленко Н. В., Валисевич С. Л., 2009

УДК 669.713.7

А. А. Зуев, И. Д. Жук, П. Н. Смирнов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск

ТЕПЛООТДАЧА В БОКОВОМ ПАЗУХЕ ТУРБОМАШИН СЖАТИЯ

В результате численного интегрирования системы, состоящей из уравнения движения в цилиндрических координатах, уравнения состояния и уравнения энергии, с учетом характеристик течения по закону твердого тела, определяются параметры течения в боковом пазухе турбомашин сжатия, что позволяет отказаться от методик расчета вращательных течений с теплоотдачей, которые носят критериально-эмпирический характер.

Большая часть существующих на сегодняшний день методик расчета вращательных течений с теплоотдачей носит критериально-эмпирический характер и основана на обработке экспериментальных результатов, что не всегда обеспечивает требуемую точность расчета гидродинамических и теплогидравлических характеристик. Необходимость экспериментально-теоретического уточнения расчетных методик течения с теплоотдачей

в полостях вращения энергетических установок летательных аппаратов является актуальной задачей, которая позволит существенно снизить материальные и временные затраты на эскизное проектирование, испытания и доводку современных образцов двигателей и энергосиловых установок летательных аппаратов.

В результате был разработан алгоритм расчета течения с теплоотдачей в стенку. Вращение осу-