Том 15, № 4 (2016)

Одно из перспективных направлений совершенствования стендовых информационно-управляющих систем и систем аварийной защиты связано с разработкой интеллектуальных периферийных модулей, обеспечивающих связь с объектом испытания. Наличие в составе таких модулей собственных  процессоров позволяет решать задачи приёма сигналов с датчиков и формирования управляющих воздействий на исполнительные органы объекта управления на нижнем уровне (без участия центрального контроллера), обеспечивая повышение надёжности и качества управления. В статье представлены разработки, непосредственно связанные с задачами управления и регулирования параметров жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) при их стендовых испытаниях: задачи управления электрогидравлическими сервоприводами качания камер сгорания; управления шаговыми двигателями для регулирования соотношения компонентов топлива и управления рулевыми двигателями; приёма, обработки и регистрации сигналов турбинных расходомеров и датчиков чисел оборотов вала турбонасосных агрегатов.

Методика расчёта разработана на основе математической модели регулятора давления газа непрямого действия с учётом параметров канала обратной связи, газового демпфера, газодинамической силы потока, действующей на тарель основного клапана, и динамических процессов в системе наддува топливных баков ракеты-носителя (РН). Приведены результаты исследования влияния газового демпфера, встроенного в конструкцию дренажно-предохранительного клапана, на характеристики системы автоматического регулирования (САР) давления газа в топливных баках РН. Рассчитаны области устойчивости в пространстве параметров регулятора. Дана оценка запаса устойчивости САР при изменении параметров газового демпфера. Выполнение расчёта регулятора по предложенной методике обеспечивает необходимый запас устойчивости САР при сохранении статической точности регулирования давления газа

Рассмотрены способы утилизации тепла выхлопных газов для повышения энергетической эффективности тепловых машин. Для создания привода генератора мощностью 150 кВт, предназначенного для выработки электроэнергии на нужды газоперекачивающей станции, выбрана концепция воздушно-турбинного двигателя. В воздушно-турбинном двигателе рабочим телом является атмосферный воздух, подогреваемый выхлопными газами газотурбинного привода газоперекачивающего агрегата. Выполнено моделирование и исследование термодинамического цикла трёх схем воздушно-турбинного двигателя: с подводом тепла к рабочему телу от продуктов сгорания газотурбинной установки в рекуперативном воздухоподогревателе; эжектированием продуктов сгорания газотурбинной установки воздухом, поступающим из компрессора воздушно-турбинного двигателя, и дальнейшей подачей смеси в турбину; комбинированная – с предварительным подогревом активного воздуха, поступающего из компрессора в эжектор. На основании результатов термогазодинамических расчётов определена рациональная конструкция воздушно-турбинного двигателя, включающая двухступенчатый осевой компрессор, рекуперативный воздухоподогреватель, эжектор и одноступенчатую осевую турбину. В эжекторе в качестве активного потока используется сжатый воздух от компрессора воздушно-турбинного двигателя, а в качестве пассивного – продукты сгорания двигателя НК-16СТ. Рекуперативный воздухоподогреватель и эжектор размещаются в выхлопном тракте газоперекачивающего агрегата. Выбранный конструктивный облик воздушно-турбинного двигателя соответствует техническим требованиям, предъявляемым предприятиями газотранспортной отрасли.

Первый в мире самолёт на криогенном водородном топливе Ту-155 разрабатывался в СССР в первой половине 1980-х годов на базе пассажирского лайнера Ту-154. Специалисты «АНТК им. А.Н. Туполева» модифицировали этот трёхдвигательный самолёт, установив на него вместо одного керосинового двигателя водородный. Этот турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) был разработан на предприятии НПО «Труд» в городе Куйбышеве в 1980…1988 гг. под руководством Генерального конструктора академика Н.Д. Кузнецова на базе серийного ТРДД НК-8-2У. Двигатель, работающий на топливе жидкий водород, получил индекс НК-88, а на жидком метане ‒ НК-89. Криогенный самолёт Ту-155 выполнил 5 испытательных полётов на жидком водороде, включая два продолжительных международных перелёта, и 39 полётов на жидком метане. Для подачи криогенного топлива был создан уникальный водородный турбонасосный агрегат (ТНА) большого ресурса. Перенастройка режима работы по частоте вращения ротора ТНА с n = 50 000 об/мин на величину n ≈ 20 000 об/мин позволяла эксплуатировать агрегат на жидком метане. Для уменьшения затрат на разработку перспективных ракетных двигателей (РД) предлагается использовать этот ТНА в РД небольшой тяги, использующих в качестве горючего жидкий метан.

Описаны подходы к формированию моделей термогазодинамического расчёта малоразмерных газотурбинных двигателей (МГТД), учитывающих влияние фактора размерности на эффективность происходящих в основных узлах рабочих процессов. Представлена классификация газотурбинных двигателей (ГТД) по размерам в зависимости от расхода воздуха через газогенератор, приведённого по параметрам на выходе из компрессора. Важными особенностями рабочего процесса МГТД является то, что при уменьшении их размеров возрастают потери в проточной части двигателей из-за увеличения относительной толщины пограничного слоя, а также уменьшаются величины коэффициентов полезного действия (КПД) компрессоров и турбин в связи с возрастанием относительных радиальных зазоров. Учёт данных факторов при компьютерном моделировании осуществлён путём введения поправок на базовые значения КПД компрессоров, коэффициента полноты сгорания топлива, коэффициента потерь полного давления в камере сгорания и КПД турбин. Предложенные подходы были использованы для совершенствования компьютерных моделей термогазодинамического проектирования ГТД различных типов в CAE системе АСТРА. Показано, что уменьшение размеров двигателя приводит к существенному уменьшению оптимальных параметров его рабочего процесса и удельных параметров. Поэтому учёт влияния размерности двигателя на эффективность его узлов в компьютерных моделях концептуального проектирования ГТД расширяет диапазон её применимости и повышает адекватность. Кроме того, описано соответствие уровня сложности модели (0 – метауровень, I – в сосредоточенных параметрах, II– в распределённых параметрах) и размерности модели (одномерная, двухмерная, трёхмерная)

Приведены результаты теоретических и экспериментальных исследований особенностей рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ) на самовоспламеняющихся компонентах топлива тягой менее 1 Н и пути повышения их эффективности, надёжности и стабильности параметров. Для изучения стабильности гидравлических характеристик капиллярных форсуночных элементов ЖРДМТ экспериментально исследованы гидродинамические характеристики капилляров при изотермическом течении жидкости и с подводом тепла и предложен метод их расчёта. С помощью предложенного метода расчёта проведено исследование изменения гидравлического сопротивления капилляров для смесительной головки ЖРДМТ и показано, что влияние тепловых факторов может приводить к существенным изменениям гидравлических характеристик форсуночных элементов двигателей тягой менее 1 Н и, как следствие этого, к нестабильности его параметров двигателя и нерасчётной работе. Выполнено расчётно-теоретическое исследование по определению области полного жидкофазного смешения в зависимости от диаметра капилляров и тяги двигателя и показано, что основной причиной низкой экономичности ЖРДМТ тягой менее 1 Н является низкая эффективность жидкофазного смешения компонентов. Экспериментально исследовано изменение энергетических параметров ЖРДМТ тягой менее 1 Н со струйной схемой смесеобразования в зависимости от уровня тяги. В качестве возможного пути интенсификации внутрикамерного рабочего процесса предложено применение предкамерного устройства. Исследовано влияние предкамеры на энергетические параметры ЖРДМТ тягой  менее 1 Н, показана возможность интенсификации внутрикамерного рабочего процесса с помощью предкамеры и даны рекомендации по выбору геометрии предкамеры.

Рассматриваются вопросы улучшения массогабаритных характеристик двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями малой тяги за счёт замены традиционных газобаллонных систем на системы с горячим газом, для выработки которого используется газогенератор, работающий на основных компонентах топлива. Обсуждаются возможные алгоритмы работы такой системы подачи. С целью расчётно-теоретических исследований разработана математическая модель рабочих процессов в рассматриваемой системе подачи. Каждый агрегат системы представлен как объём с сосредоточенными параметрами, для которого записаны уравнения изменения массы, внутренней энергии и концентрации продуктов сгорания и добавлено дифференциальное уравнение изменения температуры конструкции агрегата. Уравнения изменения массы и внутренней энергии преобразуются в уравнения изменения давления и температуры. Модель замыкается зависимостями, определяющими массовые расходы между агрегатами системы, зависимостями теплофизических параметров от температуры, концентрации продуктов сгорания и соотношения компонентов топлива в газогенераторе, зависимостями по теплообмену. В качестве начальных условий задаются температура, давление и концентрация продуктов сгорания в агрегатах системы, температура конструкции агрегатов. Результаты моделирования показали удовлетворительное согласование с экспериментальными данными, что позволяет использовать разработанную модель для расчётно-теоретических исследований вытеснительных систем подачи топлива на горячем газе.

Обосновывается возможность применения результатов гидравлических испытаний для прогнозирования коэффициента расходного комплекса камеры сгорания двигателя тягой 13,34 Н. Приводятся результаты моделирования течения жидкости (воды) в воздушную среду через гидравлический тракт одиночных форсунок и смесительного элемента, выполненного в виде установленных соосно двух центробежных форсунок. Моделирование проводится с помощью системы осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, описывающих турбулентное течение двухфазной несжимаемой жидкости. В моделировании используются односкоростная и двухскоростная модели течения. Моделирование турбулентности выполняется по модели изотропной турбулентности BSL на специально сконструированной расчётной сетке, имеющей блочную структуру. Расчётная сетка состоит, в основном, из HEXA элементов, ориентация которых совпадает с направлением течения в гидравлическом тракте форсунок, что повышает точность разрешения течения в пограничном слое у твёрдой стенки. Результаты расчётов сопоставлены с результатами гидравлических испытаний. Показано, что применение односкоростной модели течения в расчётной области одиночной форсунки и двухскоростной модели в расчётной области смесительного элемента даёт возможность получить результаты, удовлетворительно совпадающие с результатами измерений в гидравлических испытаниях.

Целью представленной работы являлась разработка расчётной методики оценки надёжности, основанной на физических характеристиках исследуемого элемента. Для этого была использована структурно-энергетическая теория отказов, которая позволяет определить вероятность безотказной работы изделия при заданной нагрузке, а также оценить количество часов его наработки до разрушения, основываясь на информации о внутренних повреждениях в материале. Объектами исследования были приняты рабочие лопатки газотурбинного двигателя 1, 2 и 3 ступеней турбины, а также новые и ремонтные рабочие лопатки пятой ступени компрессора высокого давления. Для проведения неразрушающих испытаний был использован промышленный компьютерный томограф XTH 450 LC. Разрушающие испытания были выполнены на электродинамических стендах типа ВЭДС-400 и ВЭДС-1500. По результатам проведённых разрушающих испытаний была рассчитана вероятность отказа для каждой отдельной исследуемой лопатки. Так же вероятность отказа была рассчитана с использованием результатов неразрушающего контроля и спрогнозирована долговечность лопаток при заданной нагрузке и вероятности безотказной работы 99,99%. Рассчитанные вероятности отказа на основе содержания внутренних дефектов в материале соответствуют значениям показателей надёжности, которые были получены в ходе разрушающих экспериментов. В свою очередь, сравнение полученных значений с уже существующими показателями надёжности, которые основаны на сборе статистической информации, показало значительное увеличение расчётной вероятности отказа. Более того, показатели надёжности, определённые с помощью статистических методик, задаются на отказ всех лопаток турбины или компрессора, а не на отдельные, как в случае с рассчитанными с помощью структурно-энергетической теории отказов. В результате проведённых исследований была создана компьютерная программа, основанная на статистической методике оценки показателя надёжности авиационного двигателя, учитывающая рассчитанные с помощью структурно-энергетической теории отказов показатели надёжности рабочих лопаток.

Основная цель исследования – создание малошумной аппаратуры систем управления расходом питательной воды. Методика проведения испытаний основывается на принципах акустики, гидромеханики и теории управления. В статье представлены основные схемы регулирования расхода питательной воды. Показано, что схема с использованием расходомера является наиболее перспективной в отношении виброшумовых характеристик. Представлен модульный принцип построения систем управления расходом питательной воды. Впервые сформулированы конструктивные особенности применения многоступенчатых поворотных рабочих органов в аппаратуре, удовлетворяющей требованиям по гидродинамическому шуму при малых расходах без применения диссипативных элементов типа глушителей. Проведено энергетическое сравнение различных схем управления. Показано, что дальнейшее совершенствование рабочих органов в части виброшумовых характеристик возможно с применением принципа последовательно-параллельного способа регулирования расхода питательной воды. Результаты помогут улучшить массогабаритные характеристики систем и повысить их энергоэффективность, обеспечить малошумность, снизить затраты на изготовление. Модульность аппаратуры обеспечивает высокий уровень унификации и взаимозаменяемости. 

Турбоприводы сверхмалой мощности (ТПСММ) применяются в аэрокосмической и другой транспортной технике в качестве источников энергии различных, как правило вспомогательных, агрегатов. Основными составными узлами ТПСММ являются входное устройство, турбина сверхмалой мощности и выходное устройство. Актуальной задачей является повышение эффективности турбоприводов сверхмалой мощности. Энергетические показатели, такие как мощностной КПД и удельный расход рабочего тела, являются одними из важнейших показателей эффективности. В статье рассмотрены схемы осевых и центростремительных турбин сверхмалой мощности (ТСММ), описаны их основные режимные и геометрические параметры, влияющие на энергетическую эффективность привода. Приведены математические модели КПД турбин двух типов, полученные по результатам проведения газодинамических вычислительных экспериментов. Изложены результаты статистического корреляционно-регрессионного анализа результатов вычислительных экспериментов, показавшие адекватность математических моделей. Исследована степень влияния факторов модели и их взаимодействий на изменение КПД с использованием коэффициентов влияния и графического анализа результатов оптимизации параметров турбины.

Приведены результаты работы, позволившие получить уточнённую зависимость скорости распространения ламинарного пламени S_l от состава смеси в широком диапазоне давлений и начальных температур при горении метана. Дан анализ литературы с целью обобщения экспериментальных данных по измерению скорости распространения ламинарного пламени при горении метана. Проведён расчёт S_l с использованием кинетического механизма GRI 3.0 в заданном диапазоне давлений и температур. Проведено обобщение результатов расчёта в программном продукте MATLAB с целью уточнения степенных зависимостей S_l от давления и начальной температуры. Результаты расчёта по полученной аппроксимирующей зависимости сопоставлены с экспериментальными данными и с результатами расчёта по известным зависимостям. Получено, что показатели степени для зависимостей от давления и температуры должны описываться не константами или линейными зависимостями, а уравнениями второй степени от коэффициента избытка топлива. Результаты могут использоваться при моделировании процессов горения в трёхмерной постановке и в расчётах по инженерным методикам. 

Рассмотрены вопросы повышения эффективности поршневых роторных двигателей путём реализации экономичного дизельного цикла в модуле с трёхдуговой эпитрохоидой и кинематической схемой с внешним зацеплением. Необходимость дизельного цикла вызвана потребностью снижения удельного расхода топлива двигателями роторно-поршневой схемы, которые получают в настоящее время широкое применение в легкомоторной авиации, прежде всего для дистанционно пилотируемых летательных аппаратов. Роторно-поршневой двигатель с двухдуговой эпитрохоидой по схеме Ванкеля, отличаясь от традиционных поршневых двигателей рядом преимуществ, уступает им по экономичности, особенно на частичных режимах. Реализация дизельного цикла в циклоидальном поршневом двигателе с трёхдуговой эпитрохоидой позволяет с сохранением перечисленных положительных качеств снизить удельные расходы топлива на 30%, а также использовать дизельное топливо, которое предпочтительней для высотных летательных аппаратов ввиду меньшей склонности к газообразованию в трубопроводах. Внутренний контур статора двигателя образован тремя дугами эпитрохоиды, образующими три рабочие камеры, равномерно расположенные по периметру, что обеспечивает уменьшение тепловой деформации статора при работе двигателя. Разработана методика определения геометрических параметров роторно-поршневого двигателя по схеме с трёхдуговой эпитрохоидой и конструкторская проработка в программе КОМПАС-3D дизельного двигателя мощностью50 л.с. для применения в легкомоторной авиации и в качестве привода электрогенераторов, насосов, компрессоров  при наземном применении.