5. СЕКЦИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ, ПРОИЗВОДСТВА И АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

СЕКЦИи ПРОЕКТИРОВАНИЯ, ПРОИЗВОДСТВА
и автоматики ДВИГАТЕЛЕЙ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

УДК 621.793

ПОЛУЧЕНИЕ ВЫСОКОТВЕРДЫХ ПОВЕРХНОСТНЫХ СЛОЕВ
НА ОСНОВЕ ФУЛЛЕРЕНОВ

Сухова Н.А.

Научный руководитель - д.т.н., профессор Мухин В.С.

Уфимский государственный авиационный технический университет

С обнаружением фуллеренов С₆₀ возникло новое направление в материаловедении, которое привлекает пристальное внимание исследователей с точки зрения возможности управления механическими свойствами конструкционных материалов.

Практическое использование фуллеренов и их производных, а также синтез фуллеренов на поверхностном слое в настоящее время достаточно проблематично по причине отсутствия эффективной промышленной технологии.

Поэтому представляет интерес разработка технологий получения фуллеренов, основанных на распылении в атмосфере инертных и реактивных газов. Для достижения поставленной цели предполагается решить следующую задачу: получить высокотвердые и износостойкие покрытия на основе фуллеренов. Одним из способов создания фуллереновых покрытий из углеродной плазмы может быть метод, основанный на использовании дугового разряда с интегрально-холодным катодом, выполненным из углеродосодержащего материла, горящего в среде реактивного газа.

Получение фуллеренов предполагается за счет использования электродуговой углеродосодержащей плазмы при давлении 10^-2 мм рт. ст. и токе разряда 100 – 120 А. Кроме того, поверхность обрабатываемой детали подвергается бомбардировке заряженными частицами в среде реактивного газа, в качестве которого может быть использована смесь азота и ацетилена, что позволяет значительно увеличить содержание в поверхностном слое высокотвердых частиц – фуллеренов.

При осаждении покрытия с использованием метода электродугового осаждения углеродосодержащего материала в среде реактивного газа, в поверхностном слое образуется повышенная концентрация фуллеренов, обеспечивающих повышение прочности, твердости и износостойкости деталей, вследствие увеличения ионизации и плотности плазмы.

УДК 621.9.047

МЕТОДИКА ВЫБОРА РЕЖИМОВ
ЭЛЕКТРОХИМИЧЕСКОГО ФОРМООБРАЗОВАНИЯ
ПОВЫШЕННОЙ ТОЧНОСТИ

Булатов А. Р.

Научный руководитель - д.т.н., профессор Каримов А.Х.

Казанский государственный технический университет

Электрохимическая размерная обработка (ЭХО) широко применяется в производстве газотурбинных реактивных двигателей. Появление новых более эффективных двигателей предъявляет повышенные требования по точности поверхностей деталей. Так, например, точность пера лопаток компрессора доведена до 0,03...0,05 мм.

Оценка степени локализации режима ЭХО обычно проводится по результатам выравнивания ступенчатой поверхности образца. В итоге строится зависимость высоты ступени от снятого слоя металла в области впадины ступенчатого образца . Режим ЭХО, при котором за время уменьшения выступа образца с до будет снят меньший припуск , обеспечивает большую точность формообразования.

Разработана методика нахождения режимов ЭХО повышенной точности путем проведения базового эксперимента на плоских образцах.

Задача выравнивания ступени с до при ЭХО ступенчатого образца сведена к задаче изменения межэлектродного зазора от до при ЭХО плоского образца ( - установившийся зазор).

Введено понятие “условной ступени”, равной , . Снятый с плоского образца слой металла будет соответствовать при ЭХО ступенчатого образца. По результатам ЭХО плоского образца строится зависимость , что соответствует зависимости при ЭХО ступенчатого образца. Эксперименты проведены на образцах из сплава ЖС6КП.

УДК 621.59

системы ожижения метана
с использованием вихревых труб

Жуканова Н.С.

Научные руководители - д.т.н., проф. Пиралишвили Ш.А., ст.преп. Сергеев М.Н.

Рыбинская государственная авиационная технологическая академия

Анализ современного состояния мирового производства сжиженного природного газа (СПГ) показал, что, начиная с 1970 года, объем производства СПГ увеличивается в среднем на 20% в год. Реализация использования СПГ позволит помимо экономической выгоды получить существенный экологический эффект и частично компенсировать дефицит традиционных видов горючего. Поскольку в настоящее время и в обозримом будущем потребности в СПГ будут возрастать, то имеется необходимость в разработке и совершенствовании методов его получения. Системы ожижения метана предлагается использовать на базе газораспределительных станций (ГРС), что позволит использовать имеющийся на ГРС энергоресурс (в технических целях производится понижение давления газа с 7,5 до 0,6 МПа путем дросселирования, причем потенциальная энергия сжатого газа никак не используется). При этом следует иметь в виду, что наличие мощной сырьевой базы и развитой сети ГРС позволяет организовать производство СПГ практически в любом регионе России, сократить до минимума перевозке криогенной жидкости и тем самым повысить эффективность ее применения.

Целью данной работы является изучение и анализ схем ожижения метана. Предлагается увеличение доли выхода конденсата за счет предварительного захолаживания газа, используя при этом энергию сжатого потока, часть которого в конечном итоге конденсируется. В качестве основного элемента, производящего холод, применяются вихревые трубы, основным достоинством которых является простота, надежность конструкции и отсутствие движущихся частей. Кроме того, вихревая труба обеспечивает дополнительный сброс тепла, за счет которого можно предотвратить обледенение конструкций. Метод основан на термодинамическом анализе работы циклов ожижения. Расчет производится с помощью уравнений баланса энергии, массы и газодинамической связи элементов. Согласно расчетам при двухуровневом предварительном охлаждении максимальный выход конденсата составляет 9%; схема с двухуровневым каскадным включением вихревых труб, использующая две стандартные части цикла Линде, дает более 13%. Наилучшей из предложенных является схема с двумя ВТ с дополнительным потоком, работающая на верхней ступени охлаждения - 13.4%, что почти в 2 раза больше, чем в цикле Линде, работающем при тех же условиях. Кроме того, к достоинствам описанных схем необходимо отнести их автономность - соответствующая схеме установка является самодостаточной и единственной технической операцией при введений ее в строй является подключение к сети сжатого газа. Таким образом, предлагаемый в работе подход к проблеме получения сжиженного метана является более эффективным, чем имеющиеся на сегодняшний день аналоги.

УДК 39.55

КАМЕРА СГОРАНИЯ С ВЫСОКОЙ СТЕПЕНЬЮ ПОДОГРЕВА ГАЗА

Маяцкий С.А.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Буга А.Л.

Военный авиационный технический университет (филиал, г. Ставрополь)

Главной тенденцией в совершенствовании рабочего процесса авиационных газотурбинных двигателях (ГТД) является повышение температуры газов перед турбиной . Главным препятствием в достижении высоких по-прежнему являются трудности, связанные с обеспечением высокой степени подогрева газа в основной камере сгорания (ОКС). В современных турбореактивных двигателях (ТРД) военной авиации величина подогрева газа в основных камерах сгорания находится на уровне 930-950 К. Однако, согласно прогнозам, к 2010 году следует ожидать, что величина подогрева газа в ОКС превысит значение 1400 К.

Основная проблема, возникающая при создании таких камер сгорания, заключается в согласовании жесткого комплекса требований к достижению высокой полноты сгорания топлива и низких уровней дымления на режимах повышенной мощности, с приемлемыми значениями при “бедном” срыве на режимах низкой мощности. Решение указанной проблемы однозначно должно базироваться на регулировании высокотемпературных ОКС в целях поддержания состава топливо - воздушной смеси в первичной зоне (ПЗ) на оптимальном уровне во всем диапазоне режимов работы двигателя – от запуска до максимального режима.

Предлагается новый способ сжигания топлива, суть которого заключается в следующем: воздух, поступающий в камеру сгорания, разделяется в одном и том же поперечном сечении КС на входе в так называемую реакторную зону. Реакторная зона представляет собой набор чередующихся каналов, образованных неподвижными и подвижными относительно них в окружном направлении разделителями потока. Процесс сжигания топлива организуется в первичных каналах, причем каждому первичному каналу поставлен в соответствие как минимум один вторичный канал. Вторичные каналы формируют требуемое поле температур на выходе из ОКС.

Следует ожидать, что применение такой камеры сгорания позволит существенно расширить диапазон реализуемых значений величины подогрева газа в авиационных ГТД.

УДК 519.24.001.5

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ АГРЕГАТОВ

Максимов М.А., Чин Сыси

Научный руководитель – д.т.н., профессор Гишваров А.С.

Уфимский государственный авиационный технический университет

Целью исследования являлось математическое моделирование теплового состояния элементов авиационного турбогенератора ТГ60/2СМ. Особенностью исследования являлось применение при моделирование совмещенного планирования эксперимента. Выходными параметрами моделей Y_i = f (R₁, R₂…R₆), характеризующих тепловое состояние элементов турбогенератора, являлись: температура неподвижного уплотнения турбины t_упл(Y₁); температура корпуса генератора переменного тока t_к(Y₂); температура смазки подшипников генератора t_см(Y₃); температура рабочей жидкости t_рж(Y₄). Входными параметрами моделей являлись: загрузка генератора переменного тока N_ген(R₁); температура воздуха в боксе t_б(R₂); температура воздуха на входе в турбину t_вх(R₃); частота вращения ротора турбины n (R₄); давление воздуха на входе в турбину P_вх(R₅); расход охлаждающего воздуха через воздушно-масляный радиатор G_охл(R₆).

Предварительная оценка влияния перечисленных параметров на тепловое состояние элементов была проведена на препарированном турбогенераторе: каждый параметр варьировался на двух уровнях – верхнем и нижнем, а остальные при этом выдерживались на среднем (“нулевом”) уровне.

Исследование показало, что:

t_упл= f₁(R₂, R₃, R₅) = f₁(t_б, t_вх, P_вх); t_к= f₂(R₁, R₂, R₆) = f₂(N_ген, t_б, G_охл);

t_см= f₃(R₁, R₂, R₄, R₆) = f₃(N_ген, t_б, n, G_охл ); t_рж= f₄(R₁, R₂, R₃, R₆) = f₄(N_ген, t_б, t_вх, G_охл ).

Поскольку вид функционалов f₁, f₂, f₃ и f₄ был неизвестен, то зависимость между параметрами рассматривалась в виде неполного полинома 2-го порядка:

Выбор D–оптимального совмещенного плана эксперимента проводился по аддитивной целевой функции. Эксперименты, проведенные по совмещенному плану, позволили определить константы моделей b_i и b_ij. Оценка по F –критерию показала, что все модели Y_i = f (R₁, R₂,…,R₆) адекватны.

Таким образом, для определения констант моделей совмещенное планирование позволило уменьшить объем эксперимента в 3,3 раза по сравнению с традиционно используемым планированием.

УДК 621.

СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ
ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ

Пыжов С.А.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Семёнов Б.П.

Самрский государственный аэрокосмический университет

Наиболее экономичным и экологически чистым режиме работы двигателя внутреннего сгорания (ДВС) традиционной схемы на основе кривошипно-ползунного механизма можно считать работу двигателя на оборотах, близким к номинальным. Однако, очень часто, прежде всего в городском режиме движения, автомобильный двигатель работает на малых оборотах с высокой токсичностью выхлопа. На этих режимах обеднение рабочей смеси, желательное для снижения токсичности выхлопа, не может быть меньше определённого уровня по условиям её воспламенения.

Эффективными способами обеспечения работоспособности двигателя при обеднении смеси является создание камеры сгорания специальной формы, а также впрыск топлива в район свечи. Эти способы требуют специального профилирования крышек цилиндров или днища поршня, что ограничивает область практического применения.

Предложен способ подготовки ДВС к работе на обеднённой смеси, не требующий изменения элементов конструкции двигателя или его доработки. Опыт автолюбителей свидетельствует о том, что ориентировка бокового электрода в потоке топливовоздушной смеси из-под впускного клапана за центральным электродом свечи улучшает пуск и работу на обеднённой смеси. Высказана гипотеза, что в этом случае за счёт внутренней аэродинамики обеспечивается повышение концентрации рабочей смеси в районе электродов свечи зажигания. В соответствии с этой гипотезой предложены варианты модификации бокового электрода свечи, в том числе, допускающие использование стандартной свечи.

Новизна и полезность предложенного способа подтверждена положительным решением о выдаче патента Российской Федерации по заявке № 99109793/06 (009894)

Получены положительные результаты применения предложенного способа на двигателе ВАЗ-21083 при запуске и работе на обеднённой смеси. Планируется дальнейшее продолжение исследования.

УДК 621.454

Особенности применения имитационного моделирования
ПРИ РЕШЕНИИ ОПТИМИЗАЦИОННЫХ ЗАДАЧ
авиаДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ

Кондратьева Н.В.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Гишваров А.С.

Уфимский государственный авиационный технический университет

В настоящее время имитационное моделирование достаточно широко применяется для решения различных задач оптимизации в авиадвигателестроении. Например, имитация технологического процесса испытаний авиационного агрегата позволяет проследить влияние конструктивных особенностей агрегата и внешних условий на способность агрегата выполнять возложенные на него функции, и по результатам модельных исследований осуществлять отладку процесса испытаний. Имитация эксплуатации летательных аппаратов и авиационных двигателей позволяет оценивать стоимость их жизненного цикла, обосновывать стратегию эксплуатации, а также выбирать пути реализации требований по обеспечению их безопасной эксплуатации, решать организационных вопросы (систему поставок, методы прогнозирования потребностей), что позволяет в 1,5 - 2 раза сократить расходы на эксплуатацию самолетного парка.

В отличие от перечисленных выше задач, в данной работе решается задача по повышению эффективности ресурсных испытаний авиационной техники за счет их технико-экономического обоснования на основе связи с экономическим эффектом от реализации изделий. Основой для выбора параметров ресурсных испытаний является имитационная модель жизненного цикла летательного аппарата (двигателя). Применение рассматриваемого подхода для авиационного двигателя, надежность и ресурс которого определялись прочностью рабочей лопатки турбины и радиально-упорного подшипника ротора, позволило в ~ 1,5 раза увеличить его экономическую эффективность в эксплуатации по сравнению со случаем, когда его надежность оценивалась типовыми ресурсными испытаниями.

УДК 523.516

ГИДРАВЛИКА ВИХРЕВЫХ ТЕРМОТРАНСФОРМАТОРОВ РАНКА

Фузеева А. А.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Пиралишвили Ш. А.

Рыбинская государственная авиационная технологическая академия

Одним из наиболее мало изученных вопросов термодинамики вихревых аппаратов и устройств является проблема предсказания его гидравлических характеристик в целом по результирующим (подогретому и охлажденному) потокам в зависимости от режимных и геометрических параметров. Данная методика позволит расчетным путем определить гидравлические потери и внести необходимые корректировки в расчет предельных характеристик вихревых энергоразделителей и вакуум насосов, что особенно важно на этапе разработки новой вихревой техники.

Излагается попытка путем теоретического анализа гидравлики вихревой трубы с использованием экспериментальных данных аналитически получить результаты для классической противоточной вихревой трубы. В расчетах изменялись: давление сжатого газа на входе в трубу 0.3 £ Р₁ £ 0.6 МПа, относительная доля холодного потока газа 0.1 £ m £ 1.0, радиус отверстия диафрагмы 0.3 £ ` r_д £ 0.9, площадь проходного сечения соплового ввода 0.04 £ ` f_c £ 0.1. Температура на входе составляла Т₁=300 К. коэффициенты гидравлического сопротивления рассчитывались по формуле:

Установлено, что основное влияние на гидравлическое сопротивление оказывают следующие параметры: при увеличении относительной доли охлажденных масс газа m или при уменьшении степени расширения в трубе p потери давления уменьшаются по некоторому экспоненциальному закону; при увеличении радиуса отверстия диафрагмы ` r_дили при увеличении площади соплового ввода ` f_cпотери также уменьшаются.

Таким образом, разработанная методика позволяет при заданных условиях выбрать оптимальную геометрию трубы, что является необходимым при создании новых вихревых устройств.

УДК 62-251-762.89:532.5.013.12

РАСЧЕТ ТЕЧЕНИЯ В КАНАЛЕ ПРИ ПОВОРОТЕ ПОТОКА НА 90°

Черненко Д.В.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Кишкин А.А.

Сибирская аэрокосмическая академия (г. Красноярск)

Проблема достоверности расчетных методик при проектировании лопаточных машин обретает все большую остроту. Это связано с широким распространением этих агрегатов в различных отраслях человеческой деятельности. Применяемые в настоящее время методики не отвечают в полной мере предъявляемым требованиям в силу большого количества допущений, упрощающих расчетную модель, и эмпирических формул, адаптирующих модель к реальным конструктивным схемам.

Быстрое развитие вычислительной техники позволило применять в расчетных методиках различные численные методы. Наибольшую популярность в настоящее время приобретает метод конечных элементов (МКЭ), поскольку его точность достаточна для практических инженерных расчетов, а применение для расчета плоских и пространственных задач не носит существенных принципиальных отличий.

В рассматриваемой задаче МКЭ применяется для получения поля скоростей вдоль линий тока по длине канала. Канал состоит из трех участков: прямолинейных на входе и выходе и кругового сектора, разворачивающего поток на 90° .

Канал разбивается на конечные элементы. При разбиении используется топологически регулярную сетку триангуляции. Благодаря применению такой сетки можно получить глобальную матрицу жесткости с определенной шириной ленты, что весьма удобно при решении системы линейных уравнений МКЭ методом Гаусса.

В результате расчета по МКЭ получаем заданное количество линий тока, в каждой точке которых известно как полное значение скорости, так и значение ее составляющих по координатам. Далее расчет ведется с использованием разностно-характеристического метода интегрирования уравнений импульсов пространственного пограничного слоя [см. статью Краев М.В., Кишкин А.А., Черненко Д.В. Расчет пространственного пограничного слоя при сдвиговом течении в круговом секторе. Вестник КГТУ. Вып.18. Гидропривод машин различного технологического назначения. /Под ред. С.В. Каверзина, Ж. Жоржа. Красноярск: КГТУ, 2000. с.157-163].

УДК 621.651-181.4-629.786

ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК ПАССИВНОГО ФАЗОРАЗДЕЛИТЕЛЯ
ПЕРСПЕКТИВНЫХ СИСТЕМ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Мелкозёров М.Г.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Краев М.В.

Сибирская аэрокосмическая академия (г. Красноярск)

В перспективных системах терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), использующих фазовый переход теплоносителя, одним из основных элементов, определяющих работоспособность системы, является фазоразделитель. Использование пассивного фазоразделителя без внешней активации предпочтительнее, поскольку отпадает необходимость в дополнительном электроприводе, что при требовании высокого ресурса (10 лет) безотказной работы и отсутствии регламентных работ является важным аргументом.

Целью проведённого экспериментального исследования является подтверждение математической модели для расчёта двухфазного потока, так как это позволит снизить затраты на проектирование и дальнейшие испытания камер фазоразделения.

Исследования двухфазного потока и взаимодействия фаз в потоке проводились на экспериментальной установке, состоящей из малорасходного центробежного насоса с турбоприводом, фазоразделителя, вихревой трубы и системы измерения давления, расхода и угловой скорости вала турбопривода.

В результате исследования были сделаны следующие выводы:

Характер изменения теоретической и экспериментальной кривых распределения окружной составляющей скорости идентичен.

Радиус газового вихря в двухфазном потоке уменьшается с вырождением закрутки жидкости по длине камеры закручивания, что показывают экспериментальные и расчётные данные.

С уменьшением массового расхода жидкости, что соответствует уменьшению закрутки, при постоянном расходе газа длина устойчивого существования газового вихря уменьшается.

Необходимо отметить, что разработанная методика расчета может быть также уточнена в дальнейшем, по мере пополнения экспериментального материала.

УДК 621.453/.457.015.2

Исследование условий и характера развития
зарядовых неустойчивостей в камерах РД

Швейко Ю.И.

Научный руководитель — д.т.н., профессор Пинчук В.А.

Балтийский государственный технический университет (г. Санкт-Петербург)

Цель исследования — в критериальном виде определить связь между характеристиками акустических возмущающих воздействий и параметрами состояний среды, отвечающие условиям развития в камерах РД зарядовых неустойчивостей.

Метод проведения исследования устойчивости таков: на трёхжидкостную плазменную модель накладывается малое возмущение, которое выбирается таким образом, чтобы результирующее возмущение удовлетворяло уравнениям движения, неразрывности и граничным условиям. Пренебрегая членами второго порядка малости, рассматриваются линеаризованные дифференциальные уравнения, и решается вопрос об их устойчивости путем исследования знаков корней спектрального уравнения системы.

Численный эксперимент с последующим аналитическим анализом корней спектрального уравнения указывает на существование трех типов возможных неустойчивостей:

1. Газодинамическая неустойчивость возникающая при наличии конечных отрицательных градиентов заряженных компонент, приводящая к нарушению квазинейтральности потока.

2. Энергетическая неустойчивость развивающаяся, когда энергия кулоновского взаимодействия заряженных частиц на длине свободного пробега превышает тепловую энергию.

3. “Потоковая” неустойчивость, приводящая к возбуждению низкочастотных и ультразвуковых колебаний и возникающая при нарушении баланса кулоновских и инерционных сил (“убегание” электронов).

Результатами исследований уточнены условия и характер развития в низкотемпературных плазменных средах зарядовых неустойчивостей в связи с возмущающими воздействиями параметрических нестационарностей. Результаты работы иллюстрируются конкретными количественными оценками.

УДК 621.9

ФОРМИРОВАНИЕ СТРУКТУРЫ
ГРУППОВОГО ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ПРОЦЕССА
С МИНИМИЗАЦИЕЙ ДЛИТЕЛЬНОСТИ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ЦИКЛА

Парфенов А.В. Парфенов Е.В.

Научный руководитель - доцент, к.т.н. Патрушев Г.А.

Уфимский государственный авиационный технический университет

Электронные модели позволяют обеспечивать высокую гибкость производства и возможность прогнозирования результатов внедрения разрабатываемых технологических процессов.

Целью данной работы является создание оптимальной структуры группового технологического процесса (ГТП) с минимальной длительностью технологического цикла (Тц).

Разработан метод технологического проектирования. Он основан на интеллектуальных технологических моделях, содержащих знания о проектных решениях и условиях их получения. Это обеспечивает информационную поддержку жизненного цикла технологии изготовления деталей ГТД. Суть метода заключается в заполнении и развитии базы знаний (динамического массива) о единичных ТП, а именно: маршрут обработки, значения партии деталей, передаточных партий, количества оборудования и пооперационного времени. Создан способ накопления технологических знаний. Преимуществом способа является обеспечение автоматизированной подготовки ТП в процессе проектирования для последующего оптимального формирования структуры ГТП. Автоматизированное формирование основано на иерархии элементов технологических процессов и на их логической расстановке. Формируется оптимальный план обработки ГТП в первом приближении. Оптимизация производится на операционном уровне. Оптимальная структура ГТП зависит от значения Тц, которое задает технолог. Производится поиск очередности запуска деталей ГТП, при котором рассчитываемое значение Тц меньше или равно заданного технологом. В итоге, представлен оптимальный план обработки ГТП, график загрузки оборудования, оптимальное значение Тц. Система должна войти в комплекс САПР и иметь прямую связь с системами, применяемыми на производстве. Поставленная задача решалась с помощью среды визуального программирования Delphi для Windows.

УДК 629.7.036

ВЛИЯНИЕ РЕЖИМА РАБОТЫ
И НОМЕНКЛАТУРЫ КОНТРОЛИРУЕМЫХ ПАРАМЕТРОВ
НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОЦЕНКИ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ
ДВИГАТЕЛЯ Д – 30КУ

Приб И. В.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Гишваров А. С.

Уфимский государственный авиационный технический университет

Достоверная оценка технического состояния двигателей летательных аппаратов на этапах опытного и серийного производства является одним из основных условий обеспечения высокого уровня надежности и увеличения ресурса.

Математическое моделирование рабочих процессов двигателя позволяет, при определенных условиях, определять параметры состояния узлов его газовоздушного тракта (КПД компрессора, турбины, коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания и др.) по контролируемым в испытаниях (эксплуатации) параметрам (расходу топлива, температуре газа за турбиной, частоте вращения ротора и др.). В настоящее время известны следующие методы решения данной задачи:

метод диагностических матриц;

метод идентификации, основанный на решении системы нормальных уравнений;

метод идентификации, основанный на нелинейной оптимизации критерия оценки технического состояния;

методы уравнивания.

В работе проведено исследование эффективности перечисленных методов оценки технического состояния на примере термогазодинамической модели двигателя Д – 30КУ. Установлено, что существенное влияние на эффективность методов оказывают режим работы двигателя и номенклатура контролируемых параметров: так, например регистрация параметров на максимальном режиме позволяет повысить достоверность оценки технического состояния за счет увеличения информативности контролируемых параметров.

Исследование, позволило выбрать наиболее эффективный метод оценки технического состояния, перечень контролируемых параметров и оптимальный режим диагностирования двигателя.

УДК 621.1.1.7

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
ТЕПЛОГИДРАВЛИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ
В ДИСКОВОМ ТЕПЛООБМЕННИКЕ

Слесарева Е.А.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Ваулин С.Д.

Южно-Уральский государственный университет (г. Челябинск)

При проектировании теплообменника, когда определена его площадь теплообмена, следует убедиться, что время выхода на расчетный тепловой режим соответствует заданному в ТЗ, при этом знать каким образом распределяются параметры теплоносителей и стенки по времени и длине каналов теплообменника.

С увеличением компактности теплообменника, как правило, уменьшается удельный расход металла на единицу передаваемого тепла.

Наиболее высокая компактность достигается в пластинчато-ребристых теплообменниках. Оба теплоносителя движутся между чередующимися парами пластин, причем течение теплоносителей может быть противоточным, прямоточным или перекрестным. Примером такого типа теплообменника может служить дисковый теплообменник.

В компактных теплообменниках высокая эффективность теплообмена на поверхности достигается не только вследствие малых диаметров каналов, но и их своеобразной геометрии, способствующей получению более высокого коэффициента теплоотдачи при данном расходе теплоносителя. Эффективность компактных теплообменников определяется также уменьшением удельной массы, расхода материала.

Конструкция дискового теплообменника включает в себя определенный количество секций дисков, по которым текут теплоносители (газ и жидкость) боковые крышки и входные и выходные устройства, снабженные дроссельными шайбами.

Математическая модель процессов, происходящих в дисковом теплообменнике, ранее не представлялась и на начальном этапе для описания изменения во времени использован метод теплового баланса для определения параметров на выходе из теплообменника. Получено 20 уравнений, описывающих изменение температур теплоносителей и стенки. Модель реализована на ЭВМ. Проведены расчеты для НДМГ и продуктов сгорания АТ и НДМГ при избытке окислителя a =4.

На выходе из двух секций теплообменника перепад температуры жидкости составил 10К, газа - 80К при расходе жидкости 0,38 кг/c, газа - 0,1 кг/с при температуре стенки теплообменника в начальный момент времени 273К.

УДК 621.7

СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ТОЧНОСТИ ПОЛУЧЕНИЯ
ЛИТЫХ ЛОПАТОК

Енгулатова В.А.

Научный руководитель – доцент, к.т.н. Горюхин А.С.

Уфимский государственный авиационный технический университет

Одной из проблем повышения мощности современного авиадвигателя является повышение температуры газа перед турбиной. Решение этой задачи лежит в разработке конструкции охлаждения, самой нагруженной части турбины – лопатки.

Лопатка является ответственной деталью газотурбинного двигателя (ГТД), имеет сложную конфигурацию, наружного профиля и внутренней полости. Отливки получаются только литьем по выплавляемым моделям, без припуска на механическую обработку. Поэтому отклонения от теоретического профиля пера лопатки при литье сказывается на КПД двигателя и его долговечности.

В данной работе рассматриваются две технологии получения одной и той же охлаждаемой лопатки, дающие разную структуру отливки (равноосную и монокристаллическую). Впервые выполнена сравнительная оценка, влияния технологии получения отливки лопатки на точность наружного и внутреннего профиля пера.

Для определения изменений геометрических параметров отливки охлаждаемой лопатки выполнены замеры ряда лопаток (монокристаллической и равноосной структуры) по толщине сечения и отклонению профиля пера лопатки (замеры производились по пяти сечениям, в трех точках по спинке и корыту). По проведенным замерам выполнена статистическая обработка, подтвердившая значимость полученных отклонений от заданных по чертежу. Результаты представлены в виде диаграмм, наглядно показывающих место и величину отклонения отливки в результате деформации стержня и оболочки.

Формирование отливок разной структуры происходит в различных температурных и временных условиях, чем и объясняется разница в картине деформации оболочки и стрежня, то есть изменение наружного и внутреннего профиля пера лопатки.

Влияние нерасчетности свободновихревого сопла
с дефлектором на вектор тяги

Панченко В.И., Абу-Сервал А.Ф.

Научный руководитель – доцент Панченко В.И.

Казанский государственный технический университет

При создании самолетов с укороченным взлетом и посадкой можно применить реактивный двигатель с дефлектором, устанавливаемым за срезом сопла, используя эффект Коанда. При сравнении по углу безотрывного поворота выхлопной струи имеют преимущество сопла с разделением скорости на срезе по закону свободного вихря (свободновихревые сопла ).

Для свободновихревого сопла расчетным можно считать число Маха на срезе, зависящее от М_ср среднего арифметического между числами Маха на верхней (минимальное М₁) и нижней (максимальное М₂) кромках сопла: М_р= 0.7916М_ср + 0.3982

Боковое (управляющее) усилие является результатом действия на дефлектор разности давлений (давление в струе, текущей по поверхности дефлектора, и атмосферного). Поэтому управляющее усилие R_у и потери тяги DR_х должны зависеть от отношения р_а/р_к^* атмосферного давления и давления торможения перед соплом. Экспериментально были получены распределения давления на поверхности дефлектора, по которым были определены усилия R_уи DR_х, и теневые снимки, позволившие зафиксировать отрыв потока на дефлекторе. Кроме того, эти же усилия были определены расчетом по методу характеристик в предположении безотрывности течения. Рассматривался дефлектор, расположенный у кромки сопла с числом Маха М₁(в-д) и дефлектор у кромки с числом Маха М₂(н-д). Некоторые результаты представлены на рисунках:

На приведенных графиках усилия R_у и DR_х отнесены к импульсу на срезе сопла (к тяге в пустоте). Отрыв потока от дефлектора произошел при р_а/р_к^*= 0,175. Расчетное число Маха для испытанной модели М_р=2,001. Радиус дефлектора, отнесенный к высоте среза сопла, составлял R_д/ h_с = 6,56, а длина дуги L/h_с= 1,74.

Выводы:

На управляющее усилие и потери тяги влияет степень нерасчетности сопла.

Дефлектор, установленный у кромки сопла с большим числом Маха М₂(н-д)создает большие управляющие усилия.

УДК 621.452.3

ЭФФЕКТИВНЫЙ РАЗМАХ КОЭФФИЦИЕНТА ИНТЕНСИВНОСТИ
НАПРЯЖЕНИЙ ПРИ СЛУЧАЙНОМ ЦИКЛИЧЕСКОМ НАГРУЖЕНИИ
ДЕТАЛЕЙ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Алешин Д.М

Научный руководитель – д.т.н., профессор Нихамкин М.Ш.

Пермский государственный технический университет

Большинство деталей газотурбинных двигателей (ГТД) в процессе работы подвергаются воздействию циклических нагрузок, переменных во времени. Соответствующее изменение во времени напряжений в детали в силу влияния многочисленных случайных факторов представляет собой случайный процесс. При решении задач живучести деталей ГТД, прогнозировании развития трещин необходимо в математической модели кинетики трещины учитывать эффекты, связанные с особенностями нагружения, в частности его случайным характером.

В рамках линейной механики разрушения кинетика трещины определяется размахом коэффициента интенсивности напряжений (КИН) D K, который, в свою очередь, зависит от уровня возникающих напряжений, длины трещины и формы детали. На процесс развития трещины влияют эффекты, связанные с особенностями процесса изменения напряжений во времени: асимметрия цикла, нерегулярность действующих напряжений. Эти факторы можно учесть вводя эффективный, эквивалентный по скорости развития трещины размах КИН D K_eff_.

Влияние характерных для случайного нагружения нерегулярных изменений уровня напряжений связано с возникновением остаточных напряжений в вершине трещины после каждого цикла нагружения. Оно выражается в торможении трещины после перегрузки и задержке ее раскрытия после разгрузки. Эффект задержки раскрытия трещины проявляется в запаздывании раскрытия трещины по отношению к росту нагрузки в цикле нагружения.

Проведено сравнение различных моделей учета перечисленных эффектов в D K_eff. Выбран вариант, согласующийся с имеющимися в литературе экспериментальными данными для роста трещин при случайном циклическом нагружении.

УДК 629.7.036

СИСТЕМНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
С ПОМОЩЬЮ ЭВМ

Ухтинский А.Н.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Шестаков А.С.

Военный авиационный технический университет (филиал, г. Ставрополь)

Определение оптимальных параметров двигателя и конфигурации проточной части возможно лишь при совместной оптимизации летно-технических характеристик летательного аппарата и параметров силовой установки.

Предлагаемая для этой цели подсистема включена в интегральную САПР Д, позволяющую проводить исследования различных схем авиационных ГТД. При разработке подсистемы выдержаны следующие требования:

- оперативный переход от одной схемы двигателя к другой, использование различных методик расчета элементов двигателя;

- быстродействие и точность расчета в программно-математическом обеспечении;

- работа в оперативном диалоге наряду с пакетным режимом;

- выдача расчетной информации в САПР в виде соответствующих таблиц и графиков, чертежей.

Процесс решения задачи проектирования двигателя может быть разбит на ряд подзадач. Такая декомпозиция позволяет строить наиболее эффективные вычислительные алгоритмы, легче решить вопросы организации оперативного диалога. Для оперативного расчета и анализа большого числа вариантов используется подсистема, объединяющая в единый аналитический комплекс программы расчета элементов двигателя.

В процессе проектирования двигателя каждый модуль подсистемы выдает информацию на АЦПУ и в базу результатов. Информация данной базы в дальнейшем используется подсистемой графического отображения результатов расчета на графопостроителе. На основании информации, представленной в виде распечаток и прорисованных схем двигателя, принимается окончательное решение. При необходимости проектировщик в оперативном режиме может вернуться на этап разработки исходных данных, уточнить некоторые величины и снова выполнить расчет геометрических характеристик двигателя и оценить его высотно-скоростные характеристики.

УДК 621.7:658.589.011.46

ЭВОЛЮЦИОННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ
ПРОЦЕССОВ
ПРОИЗВОДСТВА АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Шаяхметова Э.Ф., Речич Н.С.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Анфёров М.А.

Уфимский государственный авиационный технический университет

Большой спектр трудно формализуемых критериев, используемых при структурной оптимизации наукоемких технологических процессов, внедряемых в рамках технического перевооружения авиационных предприятий при выходе их товаров на мировой рынок, требуют специальных методов оптимизации, в которых задача в математическом плане сводится к поиску k-кратчайших путей на сетевом орграфе с отношением порядка (вершины графа сгруппированы в слои). Однако эти методы наталкиваются на проблему размерности, вызванной большой мощностью допустимого множества решений, достигающей, например, для технологических процессов величины 10³⁰. Это определяет острую необходимость разработки новых более эффективных методов реализации многокритериальной пороговой оптимизации на данном классе моделей.

Данная работа посвящена одному из таких методов, основанному на эволюционном моделировании на ЭВМ с использованием генетического алгоритма, в основу построения которого был положен репродуктивный план Холланда. В результате эволюционного поиска определяется небольшое множество путей графа, соответствующих пороговым условиям второстепенных критериев оптимизации. В качестве оптимального принимается тот путь из данного множества, который имеет кратчайшую длину по главному критерию.

В работе определены особенности используемого генетического алгоритма, а также в результате проведения серии вычислительных экспериментов усовершенствована его поисковая способность.

УДК 338.98(075)

РАСЧЕТ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЗАМЕНЫ МАТЕРИАЛА

ДИСКОВ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Михайлова Н. А.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Михайлова Э. А.

Рыбинская государственная авиационная технологическая академия

Проблема повышения экономической эффективности новой техники и технологии является важнейшей частью эффективного общественного производства. До недавнего времени ресурс использовался исключительно как техническая характеристика элемента конструкции. Однако в последнее время он начал приобретать экономическую трактовку. В связи с этим возникла необходимость в создании аналитических моделей, в которые должны быть включены как технические, так и экономические параметры системы его эксплуатации, т. е. уже на этапе проектирования необходимо оценить экономическую целесообразность принятого решения. Современный этап развития науки и техники характеризуется многовариантностью решения производственных задач. Это в свою очередь предопределяет проведение реальных расчетов сравнительной экономической эффективности вариантов технических решений. В представленной работе анализируется применение двух отечественных сплавов при изготовлении дисков высокого давления ГТД. Сопоставление характеристик сравниваемых сплавов проведено на основании статистического анализа результатов массовых испытаний образцов. В качестве параметров для анализа использовались параметры: расчетная циклическая долговечность, максимальные напряжения, масса изделия, эксплуатационная надежность, полный назначенный ресурс и др. Были определены коэффициенты весомости и общий коэффициент качества. Статистика по свойствам сплава 1, опыт применения его для дисков, анализ возможных эффектов, а также превосходство его основных свойств по сравнению со свойствами сплава 2, позволяют рекомендовать широкое применение первого сплава для дисков двигателей военного и гражданского назначения и свидетельствуют о возможности замены этим сплавом материала дисков турбины двигателей семейства Д30КУ, что обеспечит большую надежность дисков.

УДК 629.7.036.54-64.018

К вопросу выбора функций
автоматизированной системы испытаний
авиационных двигателей

Зейдан И.Р.

Научный руководитель – д. т. н., профессор. Адгамов Р.И.

Казанский государственный технический университет

Системный анализ технологических процессов испытаний (ТПИ) авиационных двигателей различных типов позволяет обосновать основные функции системы, обеспечивающей комплексную автоматизацию технологического процесса квалификационных испытаний авиационных двигателей (АД) в серийном производстве.

Функция сбора информации. Основой для реализации всех операций ТПИ является информация о параметрах окружающей среды, объекта испытаний и стендовых систем.

Функция непрерывного контроля за аварийными параметрами. Эта функция реализуется путем циклического измерения группы параметров АД в процессе всего ТПИ и сравнения их с допустимыми значениями.

Функция управления объектом испытаний должна обеспечить управление АД в соответствии с программой ТПИ. При этом количество управляющих органов может быть от одного до трех.

Функция управления стендовыми системами должна обеспечить требуемые условия испытаний. Количество управляющих органов может достигать от 8 до 15.

Функция диагностирования АД. На каждом шаге отладки АД при обнаружении, что параметры АД не соответствуют значениям по техническим условиям, осуществляется диагностирование двигателя с целью выявления причин, вызвавших это несоответствие. Количество операций и процедур диагностирования зависит от типа АД, его назначения, количества систем, принятого закона регулирования и т.д.

Функция регулирования (отладки) параметров и характеристик АД должна обеспечить: регулирование отдельных параметров АД (от 10 до 20); регулирование основных взаимосвязанных характеристик АД (от 5 до 15); регулирование (ограничение) предельно допустимых или минимально допустимых значений параметров (от 5 до 10).

Функция регистрации, отображения, документирования. Позволяет получить не только большие объемы достоверной информации, но и при реализации данной функции обеспечить получение наглядной, точной и стандартной информации на различных устройствах отображения.

УДК 68.651.1-02

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЖИВУЧЕСТИ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
В ПРОЦЕССЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Беляев В.П., Решетов Д.В.

Научный руководитель - к.т.н. Гостев А.В.

Военный авиационный технический университет (филиал, г. Ставрополь)

Боевая живучесть ЛА в основном определяется уязвимостью топливной системы (ТС). С разработкой мероприятий по предотвращению возникновения взрыва топливных баков, гидроудара, аэроудара на первое место выходит такая причина как поражение ЛА по причине потери топлива. Предлагается методика оценки вероятности поражения ЛА по причине потери топлива.

Для отражения динамических свойств процесса функционирования ТС самолета используется комбинированная (аналитико-имитационная) математическая модель. Комбинированное моделирование позволяет объединить достоинства аналитического и имитационного моделирования. При построении комбинированных моделей проводится предварительная декомпозиция процесса функционирования системы на составляющие подпроцессы. Для тех из них, где это возможно, используются аналитические модели, а для остальных подпроцессов строятся имитационные модели. Такой подход позволяет охватить качественно новые классы систем, которые не могут быть исследованы с использованием только аналитического или имитационного моделирования в отдельности

Летательный аппарат описывается агрегативным способом (в виде А-схемы). Основой представления сложной технической системы (которой является топливная система) в виде А-схемы является разбиение ее на подсистемы и агрегаты (процесс декомпозиции).

Предлагаются критерии оценки эффективности функционирования как топливной системы, так и е

5. СЕКЦИИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ, ПРОИЗВОДСТВА И АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Контакты