Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 12
Текст из файла (страница 12)
Применение более совершенных приемов эксплуатации самолетов и двигателей также позволяет уменьшить площадь звуковых следов, в частности, увеличением углов набора высоты и захода на посадку. Однако этот способ требует большой тяги на наборе высоты, что само по себе увеличивает уровень шума двигателя, крутые траектории набора и снижения менее комфортабельны для пассажиров, а кру~ое снижение, кроме того, опасно и может быть освоено только после создания новых, более сложных вспомогательных наземных и бортовых систем.
Снижении шума двигателя можно добиться специальным регулированием двигателя, Например, при заходе на посадку на режиме пониженной тяги уменьшение площади регулируемого сопла внутреннего контура позволяет получить необходимые значения тяги ДТРД при меньшей окружной скорое~и вентилятора, что снижает уровень его шума. Это особенно важно для ДТРД, у которых при заходе па посадку резко возрастает «передний» направленный шум вентилятора. Такой способ регулирования предусматривался для ДТРД с большой степенью двухкоитурности КВ.211. Применение специальной компоновки двигателей на самолете также позволяет несколько снизить уровень шума.
В качестве примера можно привести схему установки ДТРД М.45-Н иа пассажирском самолете Ъ'РЮ.614 (рис. 87), способствующую снижению уровня шума при взлете и посадке. При такой компоновке двигателя вследствие экранирующего эффекта крыла несколько снн- 3 — 839 68 жается уровень шума в передней полусфере, а с помощью горизонтального оперения самолета снижается уровень шума в задней полусфере.
Однако при таком размещении силовой установки двигатель попадает в зону потока, имеющего большую скорость. Это сказывается на работе двигателя и затрудняет его техническое обслуживание. Кроме того, возникает необходимость в дополнительной звукоизоляции кабины и пассажирского салона, Рис, Зу. Распределение шума при установке двигателя М.4В-Н на крыле самолета у'Р%'.614 (сплошная линия — исходный уроаеиь шума самолета, штриховая линия — уровень шума самолета с учетом акраиирующего дейстиин крыла): у — шум вентилятора я комяресеора, 7 — шум аен.
тнлятора; Х вЂ” шум струн анешяего контура; 4 шум турбины н реактнаного сопла, Б — шум струН яаутрекнего контура Следует отметить, что в последнее время в связи с созданием алошумных двигателей уровень шума от обтекания самолетов ~ оздушным потоком при заходе на посадку практически сравнялся с уровнем шума двигателей, установленных на этих самолетах.
Это и определяет рациональную границу снижения уровня шума двигателей. В последнее десятилетие в связи с возросшим загрязнением атмосферы возникла проблема снижения эмиссии загрязняющих веществ с выхлопными газами авиационных ГТД. При этом требуется снизить выделение не только несгоревшего углерода (сажи), который приводит к «дымлеиию» двигателей, т. е.
появлению видимого черного дыма в выхлопной струе ГТД, но н окиси углерода СО, несгоревших углеводородов СН и окислов азота )к)О„. Зависимость выделения загрязняющих веществ от режима работы двигателя для типичной камеры сгорания представлена на рис. 38. Наибольшее выделение СО и СН происходит на режиме малого газа, когда полнота сгорания топлива наименьшая, наибольшее выделение ХОа в пересчете на ХОг — на режиме взлета, когда температура и давление газа максимальные. Следует учитывать, что методы, которые могут уменьшить выделение окиси углерода и углеводородов, оказывают противоположное воздействие на выделение окислов азота. Исключение составляет метод, улучшающий распределение топлива по сечению камеры, 66 тн 'са' Г/м м12 ' гум' во о ю га Мспмв аи о во гао а,м взгечг во Рнс.
38. Зависимость выделснил загрязнлщщих веществ (индекса эмиссии) от частоты вращения ротора авиационного ГТД жаровой трубы выбирался исходя из требований запуска двигателя с режима авторотации в высотных условиях. Основными задачами стендовой доводки являлись снижение до минимально возможного уровня максимальной неравномерности поля температуры газа и обеспечение заданной эпюры температур на выходе из камеры сгорания. Для уменьшения дымления камеры были применены топливные форсунки с воздушным распылом, в которых пелена топлива снаружи и изнутри окружается кольцевыми воздушными струями (рис.
39). Средний диаметр капель топлива, распыленного этой форсункой, составляет на основных режимах работы двигателя 25 мкм. В результате специальных исследований удалось найти методы снижения содержания дыма в выхлопной струе. Основной из методов — обеднение топливовоздушной смеси в зоне горения камеры и устранение богатых топливом зон, которые являются источником образования частиц углерода.
При этом значительно снижается также эмиссия СО и СН, однако уменьшение выделения )ь)О, является более трудной задачей, особенно для высокоэффективных дозвуковых двигателей и двигателей для сверхзвуковых самолетов из-за высокой температуры воздуха иа входе в камеру сгорания. В связи с этим необходимы новый подход к проектированию камер сгорания, новые конструктивные решения и большой объем фундаментальных исследований процесса горела я7 Примером типичной камеры сгорания современного двигателя является кольцевая камера сгорания ДТРД ГсВ.211 (см, рис,25,а), при разработке которой была решена задача снижения дымления двигателя, а задача снижения уровня эмиссии газообразных загрязняющих веществ не ставилась.
Эта камера является короткой и имеет ресурс работы не менее 3000 ч. При конструировании камеры была экспериментально определена длина диффузора и отработана система охлаждения жаровой трубы, причем объем ния для выяснения причин образования загрязняющих веществ в различных условиях работы. Развитие авиации в целом увеличивает конструктивную сложность и стоимость самолетов и двигателей, что требует систематического совершенствования методов н средств технического обслуживания.
Цельго разработки современных систем обслуживания является получение минимальных затрат на эксплуатацию авиационной техники прн сохранении нли повышении безопасности полетов. возггух .ь 100 Д747 и 00 6 0Д07 Ы 50 'м 40 Д777 Дс-В ' Я 20 д770 М % 0 .707 1055 1Ю 1%0 1555 1Э71 1555Гсдм Рис. 39. Схема топливной форсунки с воздушным распылом (двигатель ИВ.2! 1) Рис. 40. Увеличение доли самолетных агрегатов и систем, зксплуатирующихся по техническому состоянию, по времени Процесс развития систем обслуживания самолетов и двигателей можно условно разбить на три этапа [38).
На первом этапе (примерно до !945 г.) различные агрегаты и системы самолета, включая двигатель, заблаговременно, до возникновения дефекта ремонтировались или заменялись и преждевременно списывались с эксплуатации. На втором этапе (примерно до середины 60-х годов) работа различных агрегатов и систем, как правило, ограничивалась фиксированным гарантированным ресурсом. На третьем этапе (с середины 60-х годов) совершен переход от системы фиксированного ресурса на установление ресурса по техническому состоянию (рис. 40).
Установление фиксированного ресурса имело цель предотвратить появление износовых отказов, Однако анализ характеристик надежности показывает, что ограничение ресурса не гарантирует отсутствия отказов силовой установки по другим причинам, т. е. установление фиксированного ресурса, по существу, не является эффективным и экономичным средством достижения высокой надежности. При этом следует отметить, что система фиксированного ресурса позволяет предотвращать появление износовых разрушений и получать информацию о состоянии изделия. Кроме того, эта система обеспечивает тщательный контроль технического состояния каждой детали двигателя.
Такая система эксплуатации широко применялась ранее в военной и гражданской авиации, ис- 66 пользуется и теперь, но в основном для двигателей прежних лет выпусков. Однако ее применение требует проведения профилактических переборок и ремонтов двигателей в заводских условиях, что связано с повышенными затратами времени и средств для создания и поддержания значительного оборотного фонда двигателей. Увеличение самолетного парка, рост конструктивной сложности и стоимости газотурбинных двигателей потребовали совершенствования системы эксплуатации двигателей, что привело к появлению системы эксплуатации по техническому состоянию, которая явилась естественным развитием системы регламентных капитальных ремонтов, т. е.
фиксированного ресурса. Переходу на эксплуатацию по техническому состоянию способствовали новые данные о природе отказов и разработка новых двигателей с повышенными контроле- и ремонтопригодностью, и в частности двигателей блочной конструкции. Первоначально было введено дифференцированное установление ресурса, при котором обеспечение надежности базировалось на контроле состояния отдельных двигателей, имеющих наибольшую наработку.
В результате такой эксплуатации было определено, что время между ремонтами авиационных двигателей должно назначаться на основании информации о техническом состоянии наиболее надежных узлов двигателя, а не наименее надежных узлов, как при системе с фиксированным ресурсом. При этом проводится последовательное устранение всех систематических отказов с частичной заменой некоторых элементов и узлов, ограничивающих дальнейший рост ресурса двигателя.
Таким образом устанавливается дифференцированный ресурс отдельных деталей, элементов и узлов. Эта система эксплуатации позволила резко увеличить ресурс авиационных ГТД и дала ощутимый экономический эффект. Кроме того, дополнительное увеличение ресурса произошло после учетна условий применения самолета. Например, для самолетов, эксплуатируемых на маршрутах большой протяженности, ресурс двигателей был существенно увеличен за счет уменьшения доли тяжелых режимов взлета н набора высоты в общем времени работы двигателя. Вследствие этого ресурс многих авиационных ГТД, устанавливаемых на военно-транспортных н пассажирских самолетах, достиг нескольких тысяч часов.
Понятие «плановый ремонт» потеряло практическое значение, так как основная масса двигателей изымалась из эксплуатации для восстановления работоспособности отдельных элементов и узлов до выработки ресурса, т. е. приблизилась к эксплуатации по техническому состоянию. Следует, однако, отметить, что по мере увеличения наработки двигателя его тягово-экономические характеристики ухудшаются. В частности, удельный расход топлива в мощных экономичных ДТРД может увеличиться иа 2,5 — 3~(о, что снижает эффективность использования двигателей, имеющих повышенный ресурс ~301 При эксплуатации по техническому состоянию о надежиосзн двигателя судят по оперативным данным системы диагностики и контроля каждого конкретного авиационного ГТД.
Продление наработки в эксплуатации осуществляется индивидуально каждому двигателю в зависимости от состояния его элементов и узлов. Для этого необходимо иметь данные о долговечности основных узлов и деталей, высокую контролепригодность конструкции двигателя, совершенные методы и средства диагностики и контроля состояния двигателя, эффективную систему сбора и оперативной обработки информации. Одним из наиболее важных технических вопросов эксплуатации по техническому состоянию является контроль состояния двигателя, который производится при анализе информации, поступающей с конкретного двигателя.
Средства и методы получения этой ипформапии образуют систему диагностики и прогнозирования его состояния. Наиболее простым и эффективным способом контроля является визуальный осмотр, в том числе инструментальный, деталей, элементов и узлов двигателя, а также контроль уровня вибрации роторов, физико-химического состояния масла и параметров рабочего процесса. Следует отметить, что уровень контролепригодности авиационных ГТД ранних выпусков невысок, однако при создании более современных и перспективных двигателей этим вопросам было уделено серьезное внимание. Вследствие предусмотренных мер при проведении визуального осмотра современных двигателей возможно оценить техническое состояние как наружных поверхностей и деталей (трубопроводов, агрегатов, корпусов, соединений и т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
