Текст
                    ЕЮ MWXyWW им Олимич
Б,Б
E W Терем А Я, Черне»
И ОБЕСПЕЧЕНИЕ
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТИНОВ' К
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (государственный технический университет)
Е.Ю. МАРЧУКОВ, И.И. ОНИЩИК, В.Б. РУТОВСКИЙ, Е.М. ТАРАН, А.Я. ЧЕРКЕЗ
ИСПЫТАНИЯ И ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Под общей редакцией И. И. ОНИЩИКА
Издание второе, исправленное и дополненное
Допущено Министерством образования Российской Федерации в качестве учебника для студентов высших учебных заведений, обучающихся по специальности “Авиационные двигатели и энергетические установки” направления подготовки дипломированных специалистов "Двигатели летательных аппаратов”
Москва Издательство МАИ 2004
ББК 27.5.4
И 88
И 88
Федеральная целевая программа “Культура России" (подпрограмма “Поддержка полиграфии и книгоиздания России")
Авторы:
Е.Ю. Марчуков, И.И. Онищик, В.Б. Рутовский, Е.М. Таран, А.Я. Черкез
Испытания и обеспечение надежности авиационных двигателей и энергетических установок/Под ред. И.И. Онищика: Учебник для вузов. — Издание второе, исправленное и дополненное. — М.: Изд-во МАИ, 2004. — 336 с.: ил.
ISBN 5-7035-1450-9
Рассмотрены основные виды испытаний ГТД и их узлов, а также порядок сертификации и сертификационных испытаний авиационных двигателей. Дается характеристика методов измерений, применяемых при экспериментальных исследованиях ГТД, описание основных видов экспериментальных стендов и их оборудования. Излагаются главные идеи и методы математической теории планирования эксперимента, приводятся примеры их использования в практике испытаний двигателей и их узлов. Рассмотрены методы экспериментального определения характеристик двигателя, проверки ресурса и надежности, определения и нормирования выбросов загрязняющих веществ и характеристик шума двигателей. Дается изложение методов испытаний отдельных узлов двигателя и особенностей испытаний стационарных газотурбинных установок, создаваемых на основе авиационных двигателей.
Для студентов вузов, обучающихся по специальности “Авиационные двигатели и энергетические установки” направления подготовки дипломированных специалистов “Двигатели летательных аппаратов”.
Рецензенты:
кафедра “Теория авиационых двигателей” ВВИА им. Н.Е. Жуковского (нач. кафедры д-р техн, наук, проф. А.С. Полев);
д-р техн, наук А.С. Новиков
ISBN 5-7035-1450-9
© Московский авиационный институт (государственный технический университет), 2004
© Марчуков Е.Ю., Онищик И.И., Рутовский В.Б., Таран Е.М., Черкез А.Я., 2004
ПРЕДИСЛОВИЕ
Первое издание учебника “Испытания воздушно-реактивных двигателей” вышло в свет в 1992 году. За прошедший период, несмотря на спад промышленного производства в Российской Федерации и снижение интенсивности разработок авиационной техники, продолжалось совершенствование методологии создания новых изделий, что отразилось на содержании и методах проведения испытаний авиационных двигателей, а также на приемах обработки и анализа получаемых результатов. Так, были разработаны правила сертификации воздушных судов и авиационных двигателей, введены в практику новые технические условия и положения на испытания авиационных двигателей и установление их ресурса. На базе авиационных двигателей интенсивно разрабатываются стационарные газотурбинные установки, находящие широкое применение в газоперекачке, электроэнергетике и других отраслях промышленности.
Бурное развитие вычислительной техники и на ее базе средств автоматизации привело к тому, что автоматизация эксперимента стала неотъемлемой (и даже обыденной) стороной практически всех видов испытаний.
Развитие методов компьютерного моделирования конструкции и рабочих процессов создает потенциальную основу для сокращения объема испытаний, что чрезвычайно важно вследствие огромных затрат на проведение экспериментальных исследований. Однако это обстоятельство приводит к повышению требований к достоверности и информативности эксперимента, обеспечение которых возможно не только за счет применения высокоточных средств измерений и совершенного экспериментального оборудования, но и за счет эффективной методологии эксперимента, применения научных методов его планирования.
3
Следует отметить, что за период создания двигателей 4-го поколения накоплен огромный опыт их разработки и экспериментальной доводки, который не должен быть утрачен. Поэтому в новом издании учебника в основном сохранена структура первого издания, существенно переработаны и дополнены большинство глав, введена новая глава 9, посвященная испытаниям газотурбинных установок, создаваемых на базе авиационных двигателей.
Работа над учебником была распределена следующим образом: Е.Ю. Марчуков — глава 9 и участие в редактировании; И.И. Они-щик — главы 2, 3, б, 8, разделы 1.5, 1.6 и 7.1; В. Б. Рутовский — глава 4 и раздел 7.2; Е. М. Таран — глава 5; А.Я. Черкез — введение, разделы 1.1—1.4.
В разделах 3.3 и 7.2 были использованы некоторые материалы В.А. Овсянникова.
Авторы выражают глубокую благодарность рецензентам учебника — коллективу кафедры “Теория авиационных двигателей” ВВИА им. Н.Е. Жуковского и его руководителю начальнику кафедры, д-ру техн, наук, проф. А.С. Полеву и Генеральному директору АО “ММП им. В.В. Чернышева” д-ру техн, наук А.С. Новикову за замечания и советы, которые способствовали повышению качества учебника, а также вед. науч, сотр., канд. техн, наук Б.А. Крылову — за помощь в издании учебника.
Поддержка проекта осуществлена МАИ (ГТУ) и ОАО “НПО “Сатурн”.
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
Vn	—	скорость полета, м/с
Н	—	высота полета, м (км)
М	—	число Маха
к	—	приведенная скорость
а	—	скорость звука, м/с, виброускорение, мм/с2
с — осевая скорость движения воздуха или газа, м/с и	— окружная скорость,	м/с
р	— давление, Па (кПа)
Т	— температура, К
Р	— тяга двигателя, Н (даН, кН)
N — мощность, Вт (кВт); число опытов Р — удельная тяга двигателя, Нс/кг (дан • с/кг) С — удельный расход топлива, кг/(Нс) (кг/(дан • ч)
Tty — степень повышения давления во входном устройстве лк — степень повышения давления в компрессоре л.г — степень понижения давления в турбине л — степень понижения давления в реактивном сопле п — частота вращения, об/мин; число наблюдений m — степень двухконтурности двигателя GB — массовый расход воздуха, кг/с Gr	—	массовый	расход	газа, кг/с
GT	—	массовый	расход	топлива,	кг/с
L	—	удельная	работа,	Дж/кг
П	-	КПД
Т|г — коэффициент полноты сгорания топлива
5
р	—	плотность, кг/м3
I	—	энтальпия, Дж/кг
R	—	газовая постоянная,	Дж/(кг • К)
—	показатель адиабаты; число факторов ср	—	удельная теплоемкость, Дж/(кг К)
су — коэффициент сохранения полного давления ос — коэффициент избытка воздуха в камере сгорания; “звездное” плечо
—	запас устойчивости компрессора
F — площадь проходного сечения, м2
Ни — низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг
тп — коэффициент в уравнении расхода (кг • К/Дж)0,° о
Ц — динамический коэффициент вязкости, Н • с/м ; коэффициент массового расхода
Re — критерий Рейнольдса F(x) — функция распределения р(х) — плотность вероятностей о(х) — среднее квадратичное отклонение у — доверительная вероятность со- — нормируемый параметр выброса /-го газообразного компонента, г/кТТ
/-	— полный импульс потока в сечении /; индекс выброса ве-
щества /, г/кг
D	—	параметр	выброса	сажи
Lw	—	уровень	звуковой	мощности, дБ
W — звуковая мощность, Вт у	—	отклик
х	—	фактор
су2 , S2 — дисперсия
b	— коэффициент регрессии
ср	— телесный угол, рад
х, х — значение фактора безразмерное и в размерностях физических величин
J — интервал варьирования фактора; интенсивность (сила) 9 звука, Вт/м
6
L	—	уровень звукового давления,	дБ
f	—	частота, Гц
t	—	время, с (ч)
Lo	—	стехиометрический коэффициент
ИНДЕКСЫ
н — невозмущенный поток; окружающая среда в — сечение за входным устройством
к — сечение за компрессором; компрессор г — сечение за камерой сгорания; газ
т — сечение на выходе из турбины; турбина; топливо ф — сечение за форсажной камерой с — выходное сечение сопла; сопло пр — приведенные параметры кр — критические параметры с.а — сопловой аппарат турбины
*	— параметры заторможенного потока
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ
тс(Х) = р/р ; т(Х) = Т/Т' ;
с (X) = р/р' ;
<](к) = (ре)/ркр екр ;
!/(Х) = <7(Х)/л(Х) ;
/(X) = (Ge + pF)/(p* /’) ;
2(Х) = X + 1/X .
7
ВВЕДЕНИЕ
В комплексе разнообразных задач, которые приходится решать при создании, производстве и эксплуатации авиационных двигателей, большое место принадлежит экспериментальным работам — испытаниям двигателя и его элементов.
Уже на начальной стадии разработки нового двигателя, после выбора типа, конструктивной схемы и некоторых основных параметров рабочего процесса, необходимо располагать надежными данными о реально достижимых КПД узлов и элементов проточной части, протекании их характеристик, прочностных показателях применяемых материалов. Без этого газодинамические и прочностные расчеты проектируемого двигателя будут недостаточно обоснованными, что неизбежно проявится в ходе дальнейшей работы.
Получение, систематизация и анализ указанных данных — создание научно-технического задела — ведутся задолго до проектирования конкретного двигателя и являются важной частью всего процесса развития авиационной науки.
После изготовления первых экземпляров создаваемого двигателя начинается наиболее трудный и длительный этап работы — газодинамическая и прочностная доводка, целью которой является обеспечение требуемых (заявленных) данных двигателя во всех высотно-скоростных условиях, прочности и надежности в течение установленного ресурса.
Основное содержание процесса доводки составляют многочисленные и разнообразные испытания двигателя, а также отдельных его узлов. В этих испытаниях определяются реальные характеристики двигателя и его систем, оптимизируются режимы совместной работы узлов, выясняются причины отклонений 8
от проектных данных, проверяется эффективность мероприятий по устранению дефектов и улучшению основных показателей двигателя по тяге (мощности), экономичности, устойчивости, надежности.
В процессе доводки в конструкцию вносится множество изменений. Все они в обязательном порядке должны быть проверены экспериментально, какими бы правильными и очевидными ни казались.
Создание авиационного двигателя (проектирование и доводка) нового поколения требует больших затрат средств и времени (5—7 лет). Поэтому на основе доведенного авиационного двигателя целесообразна разработка стационарных газотурбинных установок различного назначения. Такие установки обладают рядом преимуществ, так как базируются на передовых научно-технических достижениях, а сроки их создания невелики.
После проведения доводочных работ, специальных стендовых и летных испытаний авиационный двигатель предъявляется на сертификационные или на государственные (двигатели государственной авиации) испытания. Стационарные же ГТУ проходят предварительные и межведомственные приемочные испытания.
В процессе серийного производства каждый экземпляр двигателя (или ГТУ) проходит кратковременные испытания — предъявительские и приемосдаточные — с целью проверки качества изготовления и сборки, а также отладки всех агрегатов и систем.
Помимо кратковременных испытаний периодически проводится выборочная проверка двигателя ресурсными испытаниями с оценкой соответствия его техническому заданию по основным данным, устойчивости, надежности.
Кратковременные и периодические ресурсные испытания серийной продукции обеспечивают стабильность производства и предотвращают возможность постепенного снижения качества из-за накопления небольших отклонений в производстве.
В ходе серийного производстве! и эксплуатации двигателей па летательном аппарате (ЛА) выясняется целесообразность введения в принятый эталон некоторых конструктивных или технологических изменений с целью улучшения основных данных и надежности, увеличения ресурса, устранения или предотвращения дефектов, повышения технологичности производства, испытания, обслуживания. Для экспериментальной проверки этих ме
9
роприятий периодически проводят типовые (технологические) испытания.
Таким образом, весь жизненный цикл авиационного двигателя (от разработки до широкой эксплуатации) сопровождается проведением испытаний.
Следует заметить, что, несмотря на серьезное развитие теории и методов газодинамического и прочностного расчета двигателя и его узлов, а также на применение в расчетах все более сложных математических моделей и использование возможностей современных ЭВМ, объем испытаний, требующихся при создании двигателя, не только не уменьшается, но с годами непрерывно растет.
Это, в первую очередь, связано с повышением требований к удельным и весовым параметрам двигателя, диапазону эксплуатационных условий, надежности и ресурсу. Даже самые совершенные математические модели, используемые в расчетах ВРД, недостаточно полно учитывают взаимодействие элементов, влияние вторичных факторов, неравномерность и нестационарность потоков, тепловое состояние элементов конструкции. В расчетные формулы входит множество эмпирических коэффициентов и поправок, иногда лишь приближенно применимых в расчете характеристик нового двигателя, отличающегося конструкцией, параметрами процесса, режимами работы. Поэтому все расчетные результаты должны быть проверены экспериментально, и реально получаемые параметры и характеристики обычно в большей или меньшей степени отличаются от расчетных.
Точно так же в расчетах прочности и долговечности деталей и узлов двигателя приходится пользоваться упрощенными представлениями о характере и величине действующих в системе двигателя нагрузок, температурных полей, газовых сил. Надежная работа двигателя в течение ресурса, составляющего для многих современных двигателей десятки тысяч часов, может быть достигнута и подтверждена только путем различных испытаний с выявлением и устранением дефектов.
Еще одна характерная особенность авиационных двигателей, приводящая к увеличению объема экспериментов, состоит в том, что двигатель обычно закладывается на пределе существующих возможностей по КПД узлов, прочности материалов, весовым характеристикам и часто даже с учетом перспективы их развития. Только так может быть обеспечена конкурентоспособность двигателя к моменту выхода в эксплуатацию. Даже небольшие несоот
10
ветствия в расчетных и реальных показателях эффективности узлов и прочности деталей приводят к невыполнению технических требований и, значит, к необходимости тщательной экспериментальной отработки как рабочего процесса, так и прочности двигателя.
Объектом испытании может быть двигатель в целом или его отдельные узлы и системы — это определяется задачей испытаний. В процессе доводки на испытания могут поступать двигатели и агрегаты, еще сильно отличающиеся от образцов, которые впоследствии будут приняты для производства и эксплуатации. Однако па любой стадии доводки испытываемый объект должен быть работоспособным на намеченных режимах в течение предполагаемого времени испытаний и обеспечивать воспроизводимость результатов, т.е. сохранение (с точностью до случайных ошибок измерений) параметров при повторном выходе на тот же режим. В зависимости от цели испытания экспериментальный объект в большей или меньшей степени препарируется, т.е. оборудуется дополнительными, не входящими в его штатную конструкцию средствами измерений, в первую очередь, приемниками полных и статических давлений и температуры потока в различных сечениях проточной части и в полостях.
В специальных испытаниях обеспечивается: измерение вибраций агрегатов и коммуникаций; переменных напряжений в лопатках, дисках, трубопроводах; зазоров в лопаточных венцах и лабиринтных уплотнениях; температуры корпусов, дисков, лопаток.
Увеличивая объем измерений, можно получить дополнительную информацию и в одном и том же испытании выполнить несколько различных программ. Однако не следует упускать из виду, что установка дополнительных датчиков в той или иной мере влияет на параметры потока, меняет гидравлические сопротивления, может ослабить детали, т.е. вызвать эффекты, не характерные для объекта в штатной компоновке. На каждом этапе работы в зависимости от задачи испытаний и требований к достоверности результатов надо определить рациональный объем измерений. И, конечно, заслуживает большого внимания использование микроминиатюрных датчиков и различных бесконтактных методов измерении.
Лишь немногие величины, интересующие экспериментатора, являются результатами непосредственного измерения в ходе ис
11
пытаний. Большая часть результатов измерении подлежит расчетной обработке — приведению к заданным или стандартным атмосферным условиям, определению характерных безразмерных параметров, вычислению скорости, расхода. Вычислением определяются такие важные параметры, как среднемассовая температура газа перед турбиной, расход газа через турбину двухконтурного двигателя, коэффициент избытка воздуха и т.п.
Современные испытательные стенды оснащены системой автоматизированной обработки результатов измерений в темпе эксперимента с выдачей информации на дисплей, установленный на пульте управления, а также на печать.
Экспериментальные стенды, на которых проводятся испытания двигателей, компрессоров, турбин, камер сгорания, представляют собой сложные сооружения, оснащенные комплексом энергетического оборудования, топливопитания, газовоздушными коммуникациями, системами управления, контроля, измерений. Особо сложными и дорогими являются стенды для испытаний двигателя и его элементов в высотно-скоростных условиях.
Для того чтобы па этих стендах имитировать условия работы двигателя при полете с большой сверхзвуковой скоростью и на большой высоте, создаются мощные, в сотни тысяч киловатт, компрессорные станции, способные подать на вход в двигатель сжатый и нагретый (или охлажденный и осушенный) воздух с секундным расходом в сотни килограмм, а на выходе путем отсоса горячих выхлопных газов поддерживать давление, соответствующее предельным высотам полета.
Проведение испытаний двигателей и их узлов сопряжено с очень большими затратами. Это и стоимость эксплуатации дорогостоящего оборудования стендов, электроэнергии и топлива, оплата работы высококвалифицированного персонала, обслуживающего основное и вспомогательное оборудование, и, наконец, выработка ресурса опытного изделия.
Поскольку избежать этих затрат невозможно, надо уделять особое внимание повышению информативности испытаний, т.е. увеличению объема, точности, достоверности результатов и сведений, получаемых в результате проведения каждой экспериментальной работы.
Наряду с использованием более совершенного оборудования и измерительной техники, автоматизацией проведения и обработки испытаний, комплексированием программ в практику испытаний
12
двигателей внедряется математическое планирование эксперимента. Применение методов теории планирования эксперимента позволяет обоснованно назначить число и условия проведения опытов и таким образом уменьшить объем испытаний, требующийся для получения заданной информации; повысить точность результатов; облегчить оптимизацию характеристик объекта; обобщить
полученные данные.
Однако при всей важности технического оснащения все же непременным условием качественного проведения эксперимента, достоверности его результатов, надежности сделанных выводов являются высокая квалификация экспериментатора и четкое понимание им существа исследуемых процессов и явлений.
Глава J.
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАЗЛИЧНЫХ ВИДОВ ИСПЫТАНИЙ ДВИГАТЕЛЕЙ
1.1.	КЛАССИФИКАЦИЯ ВИДОВ ИСПЫТАНИЙ
Многочисленные виды испытаний, которые проводятся в процессе разработки, доводки и серийного производства ВРД, можно условно подразделить на следующие группы:
1)	научно-исследовательский эксперимент, проводимый на стадии подготовки к разработке двигателя;
2)	испытания отдельных узлов создаваемого двигателя, проводимые в процессе разработки и доводки;
3)	доводочные и специальные испытания опытного двигателя;
4)	сертификационные и государственные испытания двигателя;
5)	испытания серийных двигателей.
Рассмотрим особенности этих видов испытаний, имея при этом в виду, что различные по целям испытания могут часто иметь много общего по методике подготовки, проведения, обработки, используемому оборудованию, технике измерений.
1.2.	НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ
ЭКСПЕРИМЕНТ
Цель научно-исследовательского эксперимента — изучение физических явлений и процессов, происходящих в элементах ВРД, определение характеристик элементов и возможных средств их улучшения применительно к условиям использования в будущих проектах и конструкциях. Научно-исследовательский экспе-14
римент является важнейшей частью всего процесса развития авиационной науки и техники.
На основании данных, получаемых при проведении научно-исследовательского эксперимента, уточняются теоретические представления о протекании рабочего процесса, разрабатываются методы расчета характеристик узлов ВРД, вносятся необходимые эмпирические поправки в математические модели, применяемые при проектировании ВРД.
При проведении этого вида испытаний обычно используются экспериментальные установки лабораторного типа, однако для питания их (в частности, сжатым воздухом или нагретым газом) часто требуются достаточно мощные источники в виде компрессорных станций или баллонных батарей.
Особенностью исследовательского эксперимента является возможность проведения большого числа измерении с использованием тонкой измерительной аппаратуры (например, термоанемометров, лазерных приборов, теневых и интерференционных оптических устройств), которые трудно применить при испытаниях на работающем двигателе.
Из большого числа различных исследовательских экспериментов, проводящихся на элементах двигателя, конкретно отметим следующие, наиболее важные.
По элементам лопаточных машин (компрессоров и турбин) — это продувка прямых, секторных и кольцевых решеток лопаток с исследованием полей скорости на выходе из них, распределения давлений по поверхности лопаток, потерь полного давления, углов отставания потока, пространственной структуры течения и других характеристик решетки в зависимости от ее геометрических параметров, профилирования, скорости и направления потока на входе. Эти материалы необходимы для оптимального проектирования и расчета характеристик компрессоров и турбин.
Испытания пакетов лопаток на установках, с подогревом воздуха (газа) на входе до высокой температуры (иногда до натурных значений температуры на максимальном режиме работы двигателя) позволяют отработать систему охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины, определить эффективность охлаждения, распределение фактической температуры поверхности лопаток, проверить достаточность выбранного расхода охлаждающего воз
15
духа, выяснить эффективность работы теплозащитных покрытии и т.п.
По изучению рабочего процесса основных и форсажных камер — это определение характеристик распыливания топлива и смесеобразования, характеристик форсунок различной конструкции, содержания вредных веществ в продуктах сгорания, устойчивости горения. Поскольку процессы, происходящие в камерах сгорания, сильно зависят от давления и температуры газа, здесь требуется создавать на входе в объект практически натурные параметры.
Эффективность новых методов расчета, профилирования и конструирования лопаточных машин может быть достаточно подробно изучена при испытаниях модельных (уменьшенных по размерам, геометрически подобных по проточной части) ступеней или групп ступеней компрессоров и турбин. Возможности геометрического моделирования широко используются в научно-исследовательском эксперименте. Модельные объекты проще изготовить, чем натурные, испытания их требуют меньших затрат энергии и менее мощных экспериментальных стендов. При проведении модельных испытаний следует внимательно относиться к соблюдению равенства основных, характерных для изучаемых явлений, критериев подобия на модели и натуре (чаще всего чисел М и Re), если, конечно, они не находятся в области автомодельности. В частности, по соображениям автомодельности, характеристики таких узлов, как диффузоры, сопла, смесители двухконтурных ТРД, могут быть достаточно полно обследованы на моделях весьма малого размера. С другой стороны, обтекание профилей и решеток иногда удобнее изучать на моделях увеличенных размеров по сравнению с натурой.
На стадии научно-исследовательского эксперимента изучаются свойства новых конструкционных материалов, покрытий, шумоглушащих конструкций, контактных уплотнений, демпферных устройств и других элементов, которые в дальнейшем могут быть использованы в конструкции двигателя.
Для исследования возможностей совершенствования рабочего процесса ВРД, перехода на более высокие уровни параметров (в частности, температуры газа перед турбиной), а также определения характеристик в условиях взаимодействия элементов проточной части может создаваться экспериментальный газогенератор, использующий новые технические решения.
16
1.3.	УЗЛОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ
Испытания отдельных узлов двигателя на автономных стендах являются эффективным средством опережающей отработки новых технических решений, позволяющим сократить объем, стоимость и общие сроки работ по созданию нового ВРД.
Целесообразность проведения узловых испытаний обусловлена, в первую очередь, тем, что они могут выполняться на ранней стадии работы, когда еще не имеется работоспособного двигателя. Испытания отдельного узла проводятся на автономном стенде, обычно более простом, чем стенд для испытания двигателя, и работа требует меньших общих затрат.
При подготовке отдельного узла можно установить большое число датчиков системы измерений, а при испытаниях имеется возможность определить его характеристики и параметры на таких режимах, которые трудно воспроизвести на реальном двигателе.
Опыт создания современных двигателей свидетельствует о том, что все большая часть экспериментальных работ переносится на поузловые испытания и доводку.
Узловые испытания компрессора (вентилятора) проводятся на стендах, оборудованных приводом от электродвигателя или газовой турбины. При необходимости используется редуктор (мультипликатор) с требуемым передаточным отношением. Стенд должен быть оснащен устройствами для дросселирования потока на выходе из компрессора и для измерения на приводе крутящего момента.
Основным видом испытания является определение напорных характеристик и КПД вплоть до границы устойчивой работы при различной приведенной частоте вращения.
Обычно бблыпая часть данных получается в условиях равномерного потока воздуха на входе; специальные характеристики снимаются при заданной неоднородности потока, создаваемой стендовыми устройствами, — интерцепторами, сетками, имитаторами воздухозаборника.
При испытании компрессора на автономном стенде необходимо обеспечить, в первую очередь, надежное измерение параметров, по которым строится характеристика, — расхода воздуха, осреднении х значении полного давления и температуры торможения потока воздуха на входе и выходе, частоты вращения и крутя
17
щего момента. Важную информацию о работе и согласовании характеристик ступеней дают измерения статического давления на корпусе между лопаточными венцами, полного давления и температуры торможения за рабочими колесами (на входных кромках направляющих аппаратов или с помощью вставных гребенок).
На автономном компрессорном стенде можно выполнить тен-зометрирование лопаток всех ступеней, определить уровень переменных напряжений, убедиться в отсутствии автоколебаний. Это позволит с большей уверенностью приступить к испытаниям двигателя.
Узловые испытания турбины (обычно по ступеням или каскадам) проводятся на гидротормозном стенде, и их главной целью является определение КПД турбины при изменении определяющих параметров процесса лт и	в области, характерной для
работы в системе двигателя. На турбинном стенде можно достаточно просто и притом независимо друг от друга менять перепад давлении, частоту вращения, температуру газа. На выполненном двигателе снять такие характеристики значительно сложнее, так как для этого может потребоваться изменение проходных сечений проточной части.
Характеристики турбины можно определять при температуре газа, меньшей, чем на двигателе, при этом из условий подобия меньшей будет и физическая частота вращения, что упрощает проведение эксперимента и измерений. Такие испытания позволяют определить газодинамические характеристики на этапе, когда система охлаждения еще недостаточно доведена.
При испытаниях на автономном турбинном стенде помимо газодинамических исследований проводят тензометрирование лопаток и термометрирование лопаток, дисков, корпусов. Полученные данные, однако, впоследствии требуют проверки в реальной компоновке турбины на двигателе или газогенераторе.
Проверка жаростойкости материалов и покрытий, а также эффективности работы системы охлаждения лопаток турбины проводится обычно на неподвижных пакетах сопловых лопаток при температуре газа, равной максимальной местной температуре перед турбиной, а для рабочих лопаток — при соответствующей максимальной температуре в относительном движении. Давление газа может быть меньшим, чем в натурных условиях.
18
В автономных испытаниях основной камеры сгорания выбранной конструкции (для кольцевых камер допускается испытание отсека) проверяются ее гидравлические характеристики (потери полного давления), эффективность горения топлива (коэффициент полноты сгорания), устойчивость горения, высотность запуска, равномерность температурного поля на выходе, отсутствие виброгорения, уровень дымления и выделения вредных веществ. Обследуется также тепловое состояние элементов конструкции. При создании ВРД приходится, как правило, проверять несколько вариантов конструкции камеры, а в выбранном варианте проводить оптимизацию конструктивных элементов для снижения неравномерности температурного поля, получения удовлетворительного теплового состояния, повышения ресурса. Испытания на автономном стенде значительно проще и мобильнее, чем испытания в составе двигателя. При узловых испытаниях камеры сгорания достаточно просто определяются важные характеристики, требующие выхода отдельных параметров за пределы стационарных режимов работы двигателя, например границы срыва пламени по величине а в зависимости от скорости воздуха. Непосредственное измерение температуры стенок жаровой трубы позволяет определить наиболее теплонапряженные участки, оценить ожидаемый ресурс камеры.
Узловые испытания форсажной камеры проводятся, как правило, на полноразмерной конструкции и дают важные результаты для ее доводки. На входе в камеру создается поток воздуха (газа) с параметрами, соответствующими выходу из последней ступени турбины. Для испытания форсажных камер двухконтурных двигателей необходимы соответственно два потока с независимо управляемыми и раздельно измеряемыми параметрами и расходом.
При испытаниях могут быть определены: значение потерь полного давления без горения в зависимости от скорости потока, значение потерь при горении в зависимости от коэффициента избытка воздуха «£ , полнота сгорания в зависимости от и распределения подачи топлива по сечению, границы срыва.
При узловых испытаниях форсажной камеры может быть также проверено тепловое состояние элементов конструкции и доведена система теплозащиты.
Не останавливаясь на особенностях испытаний других элементов и систем ВРД, отметим, что опыт создания ряда современных
19
двигателей свидетельствует о большой эффективности узловых испытаний не только на ранней стадии работы, но и в период доводки полноразмерного двигателя с целью поиска и реализации в узлах резервов по повышению КПД, улучшению протекания характеристик и снижению массы.
Значительную роль при разработке ВРД играют испытания газогенератора, который собирается из узлов создаваемого двигателя и состоит из компрессора, камеры сгорания и турбины, приводящей компрессор. Газогенератор является наиболее напряженным, требующим наибольшей экспериментальной отработки комплексом узлов двухконтурного двигателя, вертолетных ГТД, других двигателей сложных схем. Вместе с тем он может быть создан и испытан на начальной стадии работы, когда еще окончательно не определены многие основные параметры двигателя, в частности степень двухконтурности, размерность вентилятора, стендовая тяга и т.п. На базе одного.и того же отработанного газогенератора впоследствии может быть создано семейство различных двигателей. Это позволяет рассматривать разработку и испытание газогенератора не только как рациональный этап создания конкретного двигателя, ио и как одно из направлений обеспечения опережающего научно-технического задела.
Работоспособность и эффективность газогенератора являются определяющими условиями успеха в работе над новым двигателем. На газогенераторе можно проверить обоснованность новых технических решений при проектировании компрессора и турбины, выбора повышенных значений температуры газа и степени повышения давления, эффективность новой системы охлаждения турбины. Условия совместной работы элементов в газогенераторе достаточно близки к условиям работы в системе двигателя, поэтому испытания газогенератора могут выявить многие особенности рабочего процесса создаваемого ВРД.
В частности, по измерениям давления и температуры перед компрессором и за турбиной газогенератора можно подсчитать полезную работу, а затем и общую эффективность (КПД) турбокомпрессорной части. Это позволяет по результатам испытании газогенератора на ранней стадии работы рассчитать реально ожидаемые высотно-скоростные характеристики двигателя, с помощью которых можно оценить возможность выполнения заданных технических условий, выяснить целесообразность каких-либо изме
20
нений в проектных параметрах вентилятора или турбины низкого давления и т.п.
Испытания газогенератора проводятся на стенде, близком по конструкции к двигательному; возможно упрощение стендового оборудования, поскольку здесь измерения тяги обычно не требуется .
Вместе с тем при испытании газогенератора приходится решать некоторые специфические методические вопросы. Например, как при отсутствии соплового аппарата турбины низкого давления создать правильный (расчетный) перепад давлений на турбине газогенератора, как охладить наружную поверхность корпуса горячей части, не имея наружного контура ТРДД. При определении некоторых характеристик требуется создать на входе в газогенератор условия, близкие к условиям работы его в системе двигателя. Для этого стенд должен иметь систему подачи на вход сжатого и подогретого воздуха.
После того как собраны первые экземпляры двигателя, основные вопросы определения характеристик и газодинамической доводки решаются путем испытания двигателя. Однако испытания газогенератора при этом не прекращаются, поскольку позволяют получить полезные и вполне достоверные материалы для доводки двигателя.
В частности, такие работы, как тензометрирование и термо-метрированпе лопаток и дисков компрессора и турбины высокого давления двухвальных и двухконтурных двигателей, значительно проще вести на газогенераторе, где имеется возможность установить токосъемник непосредственно на роторе высокого давления.
1.4.	ДОВОДОЧНЫЕ И СПЕЦИАЛЬНЫЕ
ИСПЫТАНИЯ
Первые экземпляры нового двигателя по основным показателям эффективности и прочности обычно значительно отличаются от соответствующих проектных величин, записанных в технических условиях. Выйти на заявленные величины по параметрам во всех условиях эксплуатации и по ресурсу удается только после тщательной экспериментальной отработки — газодинамической и прочностной доводки, для чего обычно требуется провести испыта
21
ния нескольких десятков двигателей с выполнением на них до сотни разнообразных экспериментальных программ.
Доводочные испытания в основном проводятся на полноразмерном двигателе, поскольку даже детальные узловые испытания не позволяют в полной мере отразить все особенности работы элементов в системе двигателя. В частности, нередки случаи, когда при узловых испытаниях получены достаточно высокие, практически расчетные значения КПД большинства элементов, а двигатель в целом показывает значительное превышение по сравнению с расчетом удельного расхода топлива или температуры газа перед турбиной. Выявить и устранить неблагоприятные вторичные эффекты, связанные с взаимовлиянием элементов, можно только испытаниями двигателя.
В начальный период доводки область рабочих режимов двигателя и длительность работы, в особенности на напряженных режимах, ограничиваются по соображениям прочности, надежности, газодинамической устойчивости; снижены предельно допустимые значения частоты вращения роторов, давлений и температур газа в проточной части; ограничены темп изменения режимов, время непрерывной работы, общий ресурс. Эти ограничения постепенно снимаются по мере наработки двигателя, выявления и устранения слабых мест. Появляется возможность работы двигателя во всех регламентированных условиях в полном диапазоне режимов и в течение времени, достаточного для выполнения программы.
Газодинамическая доводка — это комплекс экспериментальных, конструкторских и технологических работ, направленных на достижение записанных в технических условиях (ТУ) показателей по тяге (мощности), экономичности и газодинамической устойчивости на стационарных режимах и в переходных процессах.
В процессе газодинамической доводки двигателя необходимо решить множество разнообразных задач, в частности:
— отработать запуск двигателя, найти рациональную настройку элементов топливной автоматики, обеспечивающую плавный, без зависаний и недопустимого заброса температуры газа выход двигателя на режим малого газа за заданное техническими требованиями время. В процессе этой работы могут потребоваться мероприятия по увеличению запасов газодинамической устойчивости в области малых частот вращения;
22
—	обеспечить выход элементов двигателя при их совместной работе на расчетные или оптимальные режимы, например на проектные частоты вращения роторов, заданную степень повышения давления воздуха в вентиляторе, расчетную линию рабочих режимов компрессора и т.п. Здесь может выявиться целесообразность корректирования площади сопловых аппаратов турбины, сопла, смесителя двухконтурных ВРД;
—	отработать взаимодействие элементов и систем при переменных процессах — приемистости, дросселировании, включении и выключении форсажа; обеспечить устойчивую работу двигателя и отсутствие недопустимых колебаний параметров;
—	определить зависимость параметров двигателя от положения штатных регулируемых элементов и уточнить предварительно выбранные программы регулирования поворотных направляющих аппаратов компрессора, площади сечения реактивного сопла и т.п.;
—	определить фактические запасы газодинамической устойчивости с помощью воздействия как штатными органами регулирования, так и специальными технологическими узлами и стендовыми устройствами;
—	уточнить выбранные законы управления и ограничения режимов, параметры настройки системы автоматического управления.
Эффективность всех вводимых мероприятий по улучшению параметров двигателя определяется, в первую очередь, контролем его дроссельной стендовой характеристики. Дроссельная характеристика двигателя, в частности изменение таких параметров, как удельный расход топлива и температура газа перед турбиной по тяге, является наиболее объективным показателем эффективности узлов и согласования их работы в системе двигателя. Стендовую дроссельную характеристику определяют практически при каждом испытании опытного двигателя, если только этому не препятствует специфика выполняемой программы или компоновки двигателя и оборудования.
Перечисленные виды доводочных испытаний проводятся в основном на обычных заводских стендах; для некоторых из них может потребоваться стенд с подогревом воздуха на входе.
Ряд доводочных работ требует проведения испытаний опытного двигателя на высотных стендах, где имитируются условия работы двигателя в высотно-скоростных условиях. Обычно в техничес
23
ких требованиях заказчика задаются параметры двигателя — тяга и удельный расход топлива — в нескольких условиях по высоте и скорости (числу М) полета.
Целью доводочных испытаний на высотном стенде являются:
—	определение высотно-скоростных характеристик в эксплуатационной области полета, в первую очередь основных данных на заявленных режимах;
—	оптимизация совместной работы элементов, в частности скольжения роторов с помощью штатных органов управления с целью увеличения тяги на максимальных и форсированных режимах и снижения удельного расхода топлива на заявленных крейсерских режимах;
—	подбор оптимального по тяге двигателя распределения топлива по сечению форсажной камеры;
—	определение потребных для выполнения технических требовании значений температуры газа, частоты вращения, скольжения, коэффициента избытка воздуха и их изменения по режимам полета;
—	уточнение программы работы системы автоматического управления (САУ), а также методики отладки двигателя на стенде, необходимой для выполнения этих программ;
—	определение границ надежного запуска с режима авторотации по высоте и числу М, проверка надежности розжига форсажной камеры в высотных условиях, устойчивости горения, управляемости двигателя во всем диапазоне режимов.
По результатам каждого из таких испытаний выявляется целесообразность каких-либо доводочных работ, иногда серьезных конструктивных изменений, чаще изменений настройки системы управления, стендовой отладки, ограничений по параметрам и режимам. Повторные испытания на высотном стенде обычно назначаются после внедрения некоторого комплекса мероприятий — перехода к новой партии (серии, редакции).
После прохождения определенного цикла испытаний на высотном стенде могут быть начаты летные испытания.
Прочностная доводка, целью которой является обеспечение надежной работы двигателя в течение установленного ресурса, включает в себя следующие испытания:
—	определение уровня переменных напряжений в лопатках, дисках, валах компрессора и турбины; проверка отсутствия автоколебаний лопаток компрессора (вентилятора);
24
—	термометрирование деталей горячей части с целью проверки возможности работы при требуемой температуре газа;
определение осевых сил, действующих на подшипники ротора; определение температурного состояния подшипников;
—	определение уровня вибраций на корпусе двигателя и на установленных па нем агрегатах; тензометрирование трубопроводов внешней обвязки двигателя;
—	ресурсные испытания, в процессе которых проверяется работоспособность двигателя в течение ресурса; перечень, последова тельность и продолжительность стационарных и переменных режимов при длительных испытаниях выбираются так, чтобы по параметрам и состоянию двигателя па каждом этапе доводки можно было судить о его работе в условиях эксплуатации.
Ресурсные стендовые испытания в ходе доводки проводятся несколько раз. Их программа составляется либо как длительная, либо как ускоренная эквивалентно-циклическая, имитирующая условия эксплуатации, с увеличением доли наиболее напряженных и переменных режимов. Ряд ответственных деталей в процессе доводки проверяется испытаниями в течение двух и трех ресурсов двигателя. Для ускоренного выявления дефектов могут проводиться длительные испытания при значительном превышении температуры газа перед турбиной.
Двигатели сверхзвуковых самолетов часть длительного и эквивалентно-циклического испытания проходят на стенде с подогревом воздуха на входе, а иногда — на высотном стенде при предельных для условий эксплуатации значениях температуры и давления воздуха. Это позволяет проверить работу всех систем двигателя на наиболее напряженных режимах по условиям охлаждения деталей горячей части, по аэродинамическим нагрузкам, устойчивости горения, возможности возникновения автоколебаний лопаток.
Для того чтобы двигатель мог быть предъявлен на государственные испытания и на сертификацию, он должен успешно пройти целый ряд специальных испытаний.
В этот перечень входят: определение пусковых свойств и основных характеристик двигателя в стендовых и высотно-скоростных условиях, проверка газодинамической устойчивости, определение вибрационных характеристик, проверка прочности основных роторных деталей и жесткости корпусов, эффективности масляной системы, антиобледенительной системы, системы защиты
25
от помпажа и ряд других испытаний. Многие из этих программ выполняются разработчиком в процессе доводки и при удовлетворительных результатах могут быть зачтены заказчиком при предъявлении двигателя.
Ряд испытаний в процессе доводки проводится для проверки работы двигателя в экстремальных и нештатных ситуациях. Сюда относятся, например, проверка работы при отказе основной системы управления и переходе на резервные системы, при превышении максимально допустимой температуры газа, максимальной частоты вращения роторов, при максимальной температуре, минимальном давлении или кратковременном прекращении подачи масла, при попадании на вход в компрессор посторонних предметов, проверка на непробиваемость корпусов в случае обрыва лопаток и т.п. Основным требованием к двигателю в этих нештатных случаях является обеспечение безопасности пассажиров и экипажа и возможности продолжать полет.
Каждое испытание двигателя должно использоваться для получения информации по возможно большему числу вопросов, решаемых в процессе доводки. Так, практически на каждом стендовом испытании определяются характеристики в начале и конце работы, отсюда независимо от целей основной программы получаются сведения об уровне и стабильности достигнутых основных данных. В ходе любого испытания ведутся наблюдения за работой масляной системы, за вибрациями корпуса, устойчивостью режима и переходных процессов, за температурой газа и лопаток турбины и т.п. Внимательный анализ всей получаемой информации, особенно прямых и побочных результатов проведенных мероприятий, — важное условие повышения эффективности процесса доводки.
При проведении доводочных испытаний опытного двигателя существует всегда определенный риск возникновения дефектов в элементах проточной части, трансмиссии, систем, что может привести к аварийным последствиям и выходу из строя дорогостоящего изделия.
Поэтому важно иметь возможность обнаруживать дефекты на ранней стадии их развития; это должно быть учтено в конструкции опытного двигателя. Окна и лючки в корпусе позволяют с помощью эндоскопа осмотреть внутренние полости, лопатки компрессора и турбины, диски, поверхность жаровой трубы, обнару
26
жить трещины, забоины, выгорания, отслаивание покрытий. Дефекты трансмиссии, подшипников, шестерен могут быть своевременно замечены, если маслосистема оборудована штатными или стендовыми (технологическими) сигнализато- рами стружки и металлических включений. Контроль давления воздуха и газа в разгрузочных и межлабиринтных полостях позволяет выявить повреждения или износ уплотнений и указать на возможное возрастание осевых усилий на роторе. Хорошая оснащенность двигателя контрольными и диагностическими средствами позволяет во многих случаях предотвратить серьезные повреждения и тем сэкономить время и средства на доводку.
Очень полезным бывает применение в доводочных испытаниях специальных технологических узлов двигателя, в особенности при проведении оптимизации параметров и режимов работы элементов. Сюда относятся, например, поворотные (переставные) направляющие аппараты вместо неподвижных штатных, смеситель с регулируемым выходным сечением, поворотные насадки и гребенки для измерения давлении и температур потока, секционные топливные коллекторы форсажной камеры с возможностью перераспределения расхода топлива по сечениям и т.п. Сокращает время работы возможность дистанционной, без остановки двигателя, регулировки элементов системы автоматического управления, уставленной на двигателе. Очень полезны испытания двигателя с технологической “развязанной” системой электронной автоматики, позволяющей с пульта менять не только настройку, но и программы, и структуру контуров. В одном таком испытании можно проверить различные законы управления, подобрать оптимальные параметры элементов автоматики.
После реализации и экспериментальной проверки доводочных мероприятий определяется окончательная компоновка двигателя, удовлетворяющая по основным показателям ТУ заказчика. В зависимости от того, насколько существенны внесенные на завершающем этапе изменения, по согласованию с заказчиком устанавливается перечень специальных испытаний и проверок, которые необходимо повторить в окончательной компоновке двигателя.
Завершением доводки является проведение чистовых ресурсных испытаний. К этому времени суммарная наработка двигателей обычно составляет 10...15 тыс. ч, в том числе до 2...4 тыс. ч в полете.
27
Если причины всех выявившихся отказов установлены и устранены, при такой наработке могут быть достигнуты требуемые нормами показатели надежности и безотказности двигателя.
1.5.	СЕРТИФИКАЦИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ, СЕРТИФИКАЦИОННЫЕ И ГОСУДАРСТВЕННЫЕ ИСПЫТАНИЯ
До начала летной эксплуатации и серийного производства двигатели гражданской авиации проходят сертификацию, включающую сертификационные испытания. Двигатели государственной авиации поставляются на основании положительных результатов государственных стендовых испытании (ГСИ). Для двигателей двойного применения могут предусматриваться совмещенные государственные стендовые и сертификационные испытания.
Сертификация — установление соответствия авиационной техники требованиям к летной годности и охране окружающей среды. (Требования к летной годности — это комплекс требований к конструкции, параметрам и летным качествам воздушных судов и их компонентов, направленных на обеспечение безопасности полетов.)
Правила сертификации для стран СНГ разработаны в соответствии с принятым в 1991 году Соглашением о гражданской авиации и использовании воздушного пространства. Реализацию данного соглашения обеспечивает Международный Авиационный комитет (МАК). Непосредственно деятельность в области летной годности и процедур сертификации осуществляет Авиационный регистр МАК (Авиарегистр). Документальной основой этой деятельности являются Авиационные правила — свод процедур, правил, норм и стандартов, направленных на обеспечение безопасности полетов и охраны окружающей среды от воздействия авиации.
Воздушные суда, а также их компоненты 1 -го класса, к которым относятся авиационные маршевые двигатели (АМД), вспомогательные двигатели (ВД) и воздушные винты (ВВ), проходят сертификацию в соответствии с установленными Правилами процедурами с выдачей Авиарегистром Сертификата типа — документа, удостоверяющего соответствие образца авиационной техники тре
28
бованиям сертификационного базиса , т. е. комплекса требований к летной годности и охране окружающей среды, распространенных на данный образец авиационной техники.
Для оценки выполнения правил сертификации, сертификационных работ, доказательной и эксплуатационной документации Авиарегистр формирует рабочие группы, макетные комиссии, группы экспертов и другие рабочие органы, в состав которых входят специалисты Авиарегистра и могут включаться специалисты Сертификационных центров, научно-исследовательских, испытательных и других организаций. (Сертификационный центр — организация, выполняющая сертификационные работы и имеющая на это соответствующие полномочия Авиарегистра.)
В организациях Разработчика и на предприятиях Изготовителя действует Независимая инспекция, уполномоченная соответствующим органом государственного регулирования и Авиарегистром. Эта инспекция осуществляет контроль за соблюдением процедур сертификации, согласование результатов сертификационных работ, контроль качества производства авиационной техники, приемку экземпляров этой техники и выдачу на них сертификатов летной годности и других документов.
Функции Независимой инспекции для двигателей государственной, гражданской и экспериментальной авиации в Российской Федерации осуществляет военное представительство Министерства Обороны РФ.
Контрольные функции у иностранных разработчиков и изготовителей при совместном производстве авиационной техники осуществляются в каждом конкретном случае на основании межправительственного соглашения.
Разработчик должен иметь в своей организации службу сертификации (структурное подразделение), которая координирует деятельность других служб в целях реализации требований к летной годности и охране окружающей среды в конструкции и характеристиках образца авиационной техники, в проведении сертификационных работ. Наличие в организации Разработчика службы сертификации и Независимой инспекции является необходимым условием получения от Авиарегистра Сертификата Разработчика образца авиационной техники.
Процесс сертификации вновь создаваемых образцов авиационной техники происходит в такой последовательности:
а)	подача заявки в Авиарегистр на получение Сертификата типа;
29
б)	разработка сертификационного базиса и утверждение его Авиарегистром;
в)	проведение этапа макета образца вместе с его компонентами;
г)	сертификационные заводские испытания образца (СЗИ) — этап Заявителя;
д)	сертификационные контрольные испытания образца (СКИ) — этап Авиарегистра;
е)	анализ результатов сертификации, принятие решения и выдача Авиарегистром Сертификата типа на образец.
Заявка на получение Сертификата типа подается в Авиарегистр Разработчиком образца авиационной техники. К ней прилагаются:
—	спецификация образца, содержащая краткое техническое описание, схемы систем, основные характеристики, ожидаемые условия эксплуатации и ограничения, в диапазоне которых будет сертифицирован образец;
—	план-проспект сертификационного базиса образца, который должен содержать перечень глав, разделов и пунктов Авиационных правил (норм летной годности), распространяемых на этот образец, специальных технических условий, касающихся его летной годности, требований к защите окружающей среды.
Сертификационный базис окончательно утверждается Авиарегистром но результатам сертификации образца.
Работа на этапе макета проводится макетной комиссией в соответствии с Положением по данному этапу, разработанным заявителем. Как положение, так и состав комиссии утверждаются Авиарегистром. Комиссия рассматривает проект таблицы соответствия компонента требованиям сертификационного базиса, проект плана сертификационных испытаний; определяет организации, которые примут участие в дальнейших сертификационных работах. По результатам работ оформляется протокол макетной комиссии, который является основой для дальнейших работ. Характеристика основных видов сертификационных испытаний содержится в Авиационных правилах. Более подробное их описание дано в последующих главах учебника.
Целью сертификационных заводских испытаний является:
а)	доведение конструкции образца авиационной техники, его характеристик и эксплуатационной документации до соответствия
требованиям сертификационного базиса и установление такого соответствия;
б)	установление типовой конструкции образца;
в)	определение условий предъявления образца на сертификационные контрольные испытания.
СЗИ проводятся заявителем. Для сокращения объёма последующих сертикафиционных контрольных испытаний заявитель проводит специальные и ресурсные испытания совместно с Сертификационным центром.
В процессе СКИ проводятся:
а)	контрольная проверка и подтверждение соответствия образца авиационной техники его сертификационному базису;
б)	окончательное уточнение (при необходимости) и утверждение типовой конструкции образца.
СКИ обеспечиваются Заявителем и проводятся на его базах под руководством Авиарегистра комиссией, созданной для этой цели.
После утверждения актов СЗИ и СКИ Заявитель направляет в Авиарегистр Представление на получение сертификата типа компонента (АМД, ВД, ВВ). К представлению прилагается таблица соответствия компонента требованиям сертификационного базиса, комплект эксплуатационной документации, уведомление Заявителя и Изготовителя (серийного завода) о том, что конструкторская документация откорректирована по результатам сертификационных работ и пригодна для серийного производства компонента данного типа.
Для сертификации воздушного судна необходимо еще получение Сертификата типа по шуму на местности.
В процессе серийного производства и эксплуатации образца авиационной техники Держатель Сертификата типа должен обеспечить его техническое сопровождение, направленное на поддержание уровня летной годности. Например, необходимо организовать авторский контроль стабильности технологических процессов производства, сохранения стабильности свойств материалов, постоянства характеристик деталей и узлов. Регулярно должен обобщаться опыт эксплуатации и производства, и полугодовые отчеты по вопросам летной годности должны направляться в Авиарегистр. При внесении модификаций в типовую конструкцию сертифицированного образца авиационной техники необходимо получить в Авиарегистре соответствующее дополнение к Сертификату
31
типа, а при существенных изменениях (значительное изменение количества основных деталей, принципов их работы, значительное увеличение частоты вращения роторов) необходимо проведение новой сертификации.
В Авиационных правилах дана общая характеристика сертификационных испытании. Их можно подразделить на ряд видов.
В калибровочных испытаниях определяются тяговые (мощностные) характеристики двигателя для стандартных атмосферных условии без отбора воздуха на нужды воздушного судна и с установкой только тех агрегатов, которые необходимы для функционирования двп гателя.
Вибрационные испытания предназначены для установления вибрационных характеристик дисков и валов роторов, рабочих лопаток и лопаток статора вентилятора, компрессора и турбины, корпусов, трубопроводов и других деталей. Испытания проводятся при всех частотах вращения роторов при реализации максимально допустимых искажений потока на входе и при наиболее неблагоприятных условиях на входе.
В длительных 150-часовых испытаниях предусматривается повышенная наработка на наиболее напряженных режимах, воспроизведение циклических нагрузок (запуски, пробы приемистости), моделирование неблагоприятных условий работы (например, пониженное давление и повышенная температура масла).
В эксплуатационных испытаниях проверяется работа системы запуска, приемистость двигателя и т.д.
Предусмотрены испытания отдельных компонентов двигателя, которые не могут быть соответствующим образом проверены при испытаниях двигателя. К таким испытаниям относятся, например, определение характеристик компрессора, проверка прочности корпусов, исследование характеристик камеры сгорания и др.
В программу могут включаться специальные испытания. Например, испытания по проверке локализации лопаток внутри двигателя при их обрывах, по проверке работы двигателя при попадании на вход посторонних предметов, при повышенной температуре газа, в условиях авторотации и т. д.
Конкретная программа испытаний для каждого двигателя определяется в процессе сертификации.
Государственные стендовые испытания (ГСИ) проводятся комиссией, в которую входят представители: Заказчика, разработчи-32
ка двигателя, разработчика ЛА, отраслевых институтов. Первый этап работы комиссии состоит в изучении большого количества представляемых разработчиком документов, перечень которых заранее регламентирован техническим заданием на разработку двигателя. В числе этих документов: описание конструкции; газодинамические и прочностные расчеты; история доводки двигателя; справка о суммарной наработке двигателей на стендах и в полете, о достигнутых показателях надежности — средней наработке на отказ; отчеты о прохождении специальных и ресурсных испытаний; результаты проверки в экстремальных условиях на высотном стенде и в летных испытаниях; заключения о выполнении требований к основным данным на заявленных стендовых и полетных режимах, о проверке запасов газодинамической устойчивости, отсутствии автоколебаний и виброгорения, о достаточных запасах прочности и т.д.
По представленным материалам комиссия устанавливает соответствие двигателя по основным параметрам техническому заданию, а также современному научно-техническому уровню для двигателей аналогичного типа и назначения; дает оценку конструктивному и эксплуатационному совершенству — модульности, кот-ролепригодности, унифицированности используемых изделий и материалов, технологичности, обоснованности начального ресурса и возможности его дальнейшего увеличения.
Двигатель, предназначенный для ГСИ, предъявляется комиссии в разобранном виде после прохождения предъявительских испытаний. Сборка производится под наблюдением представителей комиссии, оценивающих уровень технологичности сборки, используемого оборудования и инструментов, методов контроля.
Если начальный ресурс двигателя составляет до 500 ч, то общую продолжительность испытаний принято назначать равной ресурсу. При большем ресурсе это становится затруднительным, и ГСИ проводят обычно либо по типовой 150-часовой программе, либо по согласованной сокращенной эквивалентно-циклической программе (см. ниже). Испытания проводятся этапами продолжительностью 5...20 ч в зависимости от назначения двигателя и особенностей эксплуатации ЛА. Двигатель во время испытаний работает на различных режимах, многократно проводятся пробы приемистости, включение и выключение форсажа. Циклограмма этанов выбирается так, чтобы достаточная часть испытаний проходи
33
ла на режимах предельного нагружения узлов и деталей, в частности при максимальных значениях температуры газа и физической частоты вращения. Для этого при необходимости часть этапов проводится при повышенной температуре воздуха на входе. Все агрегаты, приводимые от двигателя, загружаются в соответствии с условиями их работы на самолете. Между этапами проводятся осмотры и регламентные работы, в том числе предусмотренные инструкцией по эксплуатации подрегулировки. Все обслуживание производится с помощью бортового комплекта инструмента и одиночного комплекта запчастей.
По завершении испытаний производятся полная разборка двигателя, промывка, осмотр и дефектация его узлов и деталей. Микрометрическим обмером определяют износ, вытяжку, деформации нагруженных деталей, проверяют балансировку роторов, затяжку ответственных резьбовых соединений. Специальными методами, принятыми в данном производстве, — рентгеноскопическим, лю-минисцентным, токовихревым — проверяют отсутствие микротрещин в дисках, лопатках, валах, особенно в горячей части двигателя. Покупные агрегаты, узлы, подшипники направляют на обследование предприятию-изготовителю. Общим требованием к состоянию деталей после испытаний является отсутствие дефектов аварийного характера, препятствующих дальнейшему продолжению испытаний или эксплуатации с ограниченным ресурсом. По результатам государственных испытаний комиссией составляется акт, который после утверждения является основанием для серийного производства и приемки заказчиком двигателей испытанной компоновки. В акте Государственной комиссии приводятся также перечни отмеченных недостатков, которые должны быть устранены разработчиком в намеченные планом сроки. Двигатель, прошедший государственные испытания, хранится как эталон, принятый Заказчиком; основные данные и характеристики, установленные при испытаниях, используются для составления ТУ на приемку серийных двигателей.
1.6.	ИСПЫТАНИЯ СЕРИЙНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
При серийном производстве авиационных двигателей на заво-дах проводятся их стендовые испытания. Основными категориями
испытаний являются:
—	предъявительские;
—	приемосдаточные;
—	квалификационные;
—	периодические;
—	типовые (технологические).
Испытания должны проводиться по программам, составленным Разработчиком на основе программ конструкторской документации двигателя, прошедшего сертификационные или государственные испытания. Программы периодических, предъявительских и приемосдаточных испытаний входят в состав конструкторской документации, передаваемой Разработчиком в серийное производство.
В общем случае испытания должны проводиться с установленным для двигателя входным стендовым устройством. Параметры и характеристики двигателя должны определяться без отбора воздуха на нужды воздушного судна и без загрузки его агрегатов.
Турбовинтовые и турбовинтовентиляторные двигатели должны испытываться с воздушным винтом (винтовентилятором), тип и конструкция которого соответствуют штатному, однако допускаются испытания с другим винтом (например, уменьшенного диаметра) или с тормозным устройством.
Должна предусматриваться проверка работы двигателя с отбором воздуха на нужды воздушного судна и с загрузкой приводов его агрегатов.
Испытания проводятся на основных и дублирующих марках топлив и масел. Периодически должен выполняться анализ топлива и масла, взятых из двигателя.
Качество используемых для комплектации двигателя агрегатов и изделий должно быть подтверждено результатами входного контроля. Исходная настройка агрегатов обеспечивается их изготовителем.
При испытаниях двигателя ведется протокол, в котором фиксируются результаты и ход испытаний, выявленные при испытаниях дефекты и работы по их устранению, изменение положения от первоначального регулирующих органов агрегатов.
При автоматизированном процессе испытаний ведется машинописный протокол испытаний с приложением к нему карты по выявлению и устранению дефектов.
35
1.	Кратковременные, испытания (предъявительские и приемосдаточные).
Каждый двигатель, изготовленный на серийном заводе, проходит кратковременно стендовые испытания, целью которых является проверка качества производства и сборки, первоначальная приработка деталей, приводов, агрегатов, отладка агрегатов и систем, определение характеристик. Как правило, кратковременные заводские испытания нового двигателя состоят из двух этапов — предъявительского и приемосдаточного, между которыми производится разборка, осмотр и дефектация деталей и повторная сборка.
Двигатель, поступивший на предъявительские испытания, проходит внешний осмотр; проверяются комплектность и установка агрегатов и датчиков, их крепление, подсоединение и крепление внешних трубопроводов и электроразводки. Осматриваются доступные участки проточной части, проверяются легкость вращения ротора и отсутствие посторонних звуков при проворачивании. Проверяется документация — формуляр двигателя, паспорта агрегатов.
Двигатель монтируют на тягоизмерительной платформе; к нему крепят стендовый воздухозаборник — обычно цилиндрический канал с лемнискатным входом; устанавливают защитную сетку. Подключают стендовую топливную магистраль и системы отбора воздуха и загрузки самолетных агрегатов. Устанавливают дополнительные технологические узлы и приборы, например вибропреобразователи в различных сечениях и плоскостях, малоинерционную термопару для измерения температуры газа за турбиной, датчики температуры масла в отдельных откачивающих магистралях, стендовый маслофильтр. Подключают аппаратуру осцилло-графирования. Проверяют герметичность стендовых измерительных магистралей, заправляют по норме маслобак, устанавливают стендовый топливный фильтр. Далее запускают двигатель и после опробования работы на режимах проводят приработку на стационарных и переходных режимах с загрузкой самолетных агрегатов. В несколько циклов с промежуточными остановками между ними проверяют работу всех систем, отладку автоматики запуска, параметров малого газа, максимального и взлетного режимов, управления элементами механизации, включения и выключения форса-36
жа. Проверяют и при необходимости отлаживают приемистость, дросселирование, встречную приемистость.
При каждой остановке двигателя контролируется время выбега ротора, проверяется расход масла, количество топлива, вытекающего из дренажей, осматриваются маслофильтр, вход и выход двигателя, устраняются подтекания топлива и масла в соединениях и другие дефекты, отмеченные при осмотре. По результатам измерений корректируется настройка агрегатов системы управления и топливопитания и производится следующий запуск, цикл приработки, проверка, уточнение отладки. Таким образом, в несколько этапов вводят в норму ТУ основные режимные параметры и устраняют дефекты, препятствующие ведению испытания. При этом считаются допустимыми некоторые отклонения в параметрах и настройке САУ, а также отдельные дефекты, которые можно устранить при переборке и последующем контрольном испытании.
В конце предъявительского испытания снимают дроссельную характеристику, а в области форсированных режимов — характеристику по составу смеси. По этим характеристикам оцениваются качество проведенных регулировок и возможность выполнения на данном экземпляре технических требований к основным данным. Перед снятием двигателя со стенда может быть с помощью специального поворотного технологического устройства определено температурное поле потока газа за турбиной.
После предъявительского испытания двигатель поступает на разборку по узлам и деталям, осмотр и дефектацию. Объем разборки различен для различных двигателей в зависимости от конструкции, состояния производства и эксплуатации, характера и частоты наблюдающихся дефектов. Трансмиссия, приводы, опоры разбираются до деталей. Ротор компрессора осматривается обычно в сборе с лопатками и кольцами лабиринтных уплотнений, лопатки турбины снимаются с дисков для контроля специальными методами. Проверяется состояние подшипников, шестерен, трущихся деталей, уплотнении, покрытий. Незначительные дефекты устраняются, а если это невозможно, то дефектные детали заменяют деталями, прошедшими на другом двигателе предъявительские испытания или имеющими соответствующую им наработку. Лишь отдельные детали (по специальному перечню) могут заменяться новыми.
37
Если по характеристикам, снятым на предъявительских испытаниях, видно, что основные данные двигателя выходят за пределы допуска или находятся на пределе ТУ, то при переборке должны быть приняты меры для их улучшения. Для этого особое внимание уделяется состоянию уплотнений, герметичности стыков, величине зазоров с целью устранения или снижения утечек и перетеканий. Заменой статорных деталей или напылением покрытий уменьшают в пределах допуска радиальные зазоры в компрессоре и турбине. В каждом производстве опытом устанавливаются наиболее эффективные и доступные средства улучшения различных показателей качества двигателя. Повышенная неравномерность температурного поля исправляется при переборке заменой отдельных форсунок в топливном коллекторе; значения давлений в разгрузочных полостях корректируются заменой гидравлических сопротивлений — заглушек, жиклеров — или деталей лабиринтных уплотнений. В отдельных случаях, при больших отклонениях параметров (скольжения, линии рабочих режимов), может потребоваться замена смесителя ТРДД или даже соплового аппарата турбины другим с увеличенной пли уменьшенной площадью проходного сечения.
После переборки двигатель ставится на приемосдаточное испытание, программа которого, как и предъявительского испытания, включает приработку, опробование на всех режимах, отладку агрегатов и систем, снятие характеристик. Проверяется работа аварийных систем, блокировок, ограничителей. Стендовое оборудование, измерительные системы, технологические узлы в основном те же, что и на предъявительском испытании. Основное отличие состоит в том, что в ходе приемосдаточного испытания необходимо провести окончательную проверку и регулировку всех систем, чтобы ввести в норму технических условий все контролируемые параметры двигателя на стационарных режимах и в переходных процессах. Поэтому приемосдаточное испытание по времени в несколько раз дольше предъявительского.
При регулировке и снятии характеристик принимаются меры, чтобы устранить возможные искажения, вносимые стендовым оборудованивхм; отключается система загрузки самолетных агрегатов и отбора воздуха; отключаются стендовые измерительные магистрали, заполнение объема которых на переходных процессах может повлиять на протекание процессов запуска, приемистое-
ти, включения форсажа. Все выявленные дефекты должны быть устранены в ходе испытания с проверкой при последующем запуске.
Программа может включать специальные испытания (проверка газодинамической устойчивости, границ запуска и др.). Например, для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости может быть опробована работа двигателя при нештатной регулировке режима срабатывания противопомпажных устройств, при ускоренной приемистости или при создании нормированных возмущений во входном воздухозаборнике. Исправный двигатель при этом должен работать устойчиво.
Завершается приемосдаточное испытание снятием дроссельной характеристики, по которой после приведения всех измеренных величин к стандартным атмосферным условиям определяются значения нормируемых параметров на малом газе, крейсерских режимах, максимальном и взлетном режимах. Если на фактически отлаженных максимальном или взлетном режимах тяга превышает заданную техническими требованиями, то такие параметры, как удельный расход топлива и температура газов перед турбиной, определяются интерполяцией по кривым для номинальных заданных значений тяги. Все эти параметры должны укладываться в пределы технических условий с учетом допуска на серийное производство.
После окончания приемосдаточного испытания проводятся внешний осмотр двигателя, промывка фильтров, контровка и пломбирование всех регулировочных элементов. Снимаются все технологические агрегаты, приборы и датчики, использовавшиеся при испытаниях, производится опрессовочный запуск для проверки герметичности восстановленных соединений в штатной компоновке.
Затем проводится акт сдачи, состоящий в опробовании работы двигателя, проверке функционирования системы управления и автоматики, снятии контрольных точек на указанных в ТУ режимах. При отсутствии отклонений в параметрах и характеристиках, а также дефектов по осмотру после испытания двигатель признается годным для эксплуатации и принятым Заказчиком. Производится внутреняя и наружная консервация, заполняется формуляр, и двигатель направляется в экспедицию.
Двукратное кратковременное испытание с переборкой является, безусловно, полезным для контроля качества двигателя и
39
предупреждения возможных дефектов в эксплуатации. Эта технология, однако, сопряжена с дополнительными затратами, которые со временем становятся не вполне оправданными.
По мере освоения двигателя в серийном производстве и накопления опыта испытаний сокращаются число и перечень дефектов, выявляемых при переборке после испытаний. В результате проведения конструктивных и технологических мероприятий серьезные дефекты после предъявительского испытания ликвидируются полностью. Появляется возможность при переборке ограничиваться осмотром многих узлов в сборе, без разборки по деталям.
При положительных результатах выпуска и эксплуатации двигателя с частичной переборкой между испытаниями может ставиться вопрос о переходе на одноразовую сборку и к совмещению предъявительских и приемосдаточных испытаний. Для этого необходимо, чтобы при испытаниях и в эксплуатации отсутствовали дефекты, для выявления которых необходима разборка двигателя. Должны быть разработаны методы, средства контроля и диагностические признаки, позволяющие оценить состояние двигателя без его разборки.
2.	Квалификационные испытания проводятся, главным образом, при освоении производством двигателей определенного типа. Целью испытаний является проверка соответствия двигателей требованиям конструкторской документации, оценка проведенных мероприятий по устранению недостатков, выявленных на ГСП или на сертификационных испытаниях, определение готовности производства к выпуску двигателей, соответствующих данной типовой конструкции в заданном объеме.
Программа квалификационных испытаний разрабатывается на основании программ ГСИ или сертификационных испытаний. Двигатель для испытаний выбирается из 2...5 двигателей, прошедших приемосдаточные испытания. Если двигатель выдержал квалификационные испытания, то качество партии двигателей (установочной серии), за которую проводились испытания, а также возможность дальнейшего изготовления и приемки двигателей по использованной технологической документации считаются подтвержденными.
3.	Периодические испытания проводятся для контроля стабильности производства и технологического процесса, а также качества двигателей. При годовом выпуске менее 50 двигателей 40
проводится одно периодическое испытание в год, при годовом выпуске от 50 до 150 двигателей — одно или два испытания в год, при годовом выпуске более 150 двигателей — не менее двух испытании в год.
Периодические испытания являются ресурсными эквивалентно-циклическими испытаниями. Количество циклов, наработка на максимальных режимах, количество запусков, приемистостей должны соответствовать установленному ресурсу, но не более 1200 часов работы по типовому полетному циклу.
Периодические испытания состоят из отдельных этапов. До начала испытаний (до первого этапа) проводится снятие дроссельной характеристики двигателя, измерение вибраций и другие работы, предусмотренные программой. Между этапами двигатель осматривается, выполняются регламентные работы. Допускается подрегулировка элементов двигателя, разрешенная руководством по эксплуатации.
Оценка соответствия ТУ характеристик двигателя производится в начале и в конце испытаний и на контрольных точках на каждом этапе.
Перед началом и в конце испытаний градуируются системы измерения тяги (мощности), расхода топлива и информационноизмерительные системы.
В некоторых случаях по требованию Заказчика может быть назначена выборочная проверка выполнения серийным двигателем требований к основным данным в заявленных высотно-скоростных условиях. Такие испытания проводятся на высотном стенде по методике и программе, использовавшимся при определении основных данных двигателя перед предъявлением его на государственные или сертификационные испытания. В этих испытаниях наряду с определением высотно-скоростных характеристик проверяются качество заводской отладки двигателя и выполнение системой автоматики, отлаженной по действующей методике в стендовых условиях, заданных законов управления режимами в широких пределах изменения условий полета. После периодических испытаний проводится разборка двигателя и дефектация его деталей и комплектующих изделий.
При успешном прохождении двигателем периодических испытаний считается подтвержденным качество всех двигателей контролируемой партии пли изготовленных в контролируемый период.
41
Периодические испытания считаются неудовлетворительными в случаях:
—	несоответствия ТУ основных параметров (технических характеристик), выявленного в процессе или после испытаний;
—	выхода из строя двигателя до окончания испытаний;
—	отказов агрегатов и комплектующих изделий, которые могут привести к аварийной ситуации;
—	обнаружения дефектов аварийного характера (влияющих на летную годность) при осмотре и дефектации деталей двигателя и его агрегатов.
Если двигатель не выдержал периодических испытаний, то приемка и отгрузка принятых двигателей приостанавливается. Анализируются причины выявленных дефектов, разрабатываются мероприятия по их устранению, и после их реализации и соответствующих проверок проводятся повторные периодические испытания, причем количество испытываемых двигателей при этом, как правило, удваивается. Только после этого возобновляется приемка и отгрузка двигателей.
4. Типовые (технологические) испытания. Действительные свойства двигателя в полной мере выявляются только в условиях эксплуатации. Существует множество маловероятных дефектов, которые не отмечаются даже в ряде длительных испытаний, но неизбежно обнаруживаются в процессе эксплуатации.
Информация о возникающих в эксплуатации отказах, дефектах, затруднениях в осмотре, обслуживании, ремонте регулярно поступает Разработчику и Изготовителю, которые должны по всем отмеченным замечаниям принять необходимые меры, т. е. разработать, проверить и ввести в серийное производство рациональные конструктивные или технологические изменения. При серийном производстве также совершенствуется технология изготовления, термообработки, контроля, отладки элементов двигателя.
Все намеченные мероприятия могут вводиться только после тщательной экспериментальной проверки. С этой целью на заводе проводятся типовые (технологические) испытания. Их основная задача — проверка конструктивных и технологических изменений, вносимых для усовершенствования двигателя и устранения дефектов, выявленных при производстве, ремонте и эксплуатации двигателя. Кроме того, в типовых испытаниях уточняются предельные износы и зазоры в узлах ремонтных двигателей, проверя
42
ется эффективность ремонтной технологии, приспособлений и инструмента, а также работоспособности двигателя при замене производителя материалов, узлов и комплектующих изделий.
Программы типовых испытаний составляются в зависимости от целей конкретных испытаний и должны, как правило, соответствовать по длительности периодическим испытаниям. Так, если испытания проводятся с целью проверки главных изменений (т.е. изменений, влияющих на летную годность) основных узлов, то их программа должна подтверждать установленный ресурс соответствующей детали с учетом коэффициента запаса по статической и циклической прочности. По порядку проведения и по оценке результатов типовые испытания близки к периодическим.
ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
1.	Почему для достижения проектных характеристик и надежности опытного двигателя требуется проведение большого объема доводочных испытаний?
2.	Какие вопросы доводки двигателя могут быть решены более полно при испытаниях отдельных узлов, чем при испытаниях натурного двигателя?
3.	Какие испытания проводятся после окончания доводки двигателей?
4.	Порядок сертификации авиационных двигателей.
5.	Что такое сертификационный базис, и как он формируется?
6.	Виды сертификационных испытаний и их задачи.
7.	Для чего проводятся двукратные кратковременные испытания серийного двигателя на заводе-изготовителе, и всегда ли они обоснованы?
8.	Кроме кратковременных, какие еще испытания проводятся при серийном производстве двигателей?
43
Глава 2.
ИЗМЕРЕНИЯ ПРИ ИСПЫТАНИЯХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
2.1.	ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА
ИЗМЕРЕНИЙ
Измерение есть нахождение значения физической величины опытным путем с применением технических средств, имеющих нормированные метрологические свойства и называемых средствами измерений.
Номенклатура измеряемых величин при испытаниях ВРД достаточно разнообразна. Для определения этих величин используются различные принцыпы и методы измерений. При этом под принципом измерений подразумевается совокупность физических явлений, лежащих в основе данного измерения; под методом измерения — совокупность приемов использования принципов и средств измерений.
В испытаниях ВРД применяются прямые и косвенные измерения. При прямых измерениях искомое значение величины находится непосредственно из опытных данных. При косвенных измерениях предварительно подвергаются прямым измерениям некоторые вспомогательные величины х^ , х2 , ...» хп , а значение искомой величины у определяется с помощью известной зависимости у = f(x} , х2 , ...» хл). Например, определение скорости потока газа по измеренным значениям полного и статического давлений и температуры относится к косвенным измерениям.
Средства измерений подразделяются на меры, измерительные преобразователи, приборы, установки, системы и вспомогательные средства.
44
Меры — средства измерений, предназначенные для воспроизведения физической величины заданного размера.
И эмеритальные. преобразователи — устройства, предназначенные для выработки сигнала измерительной информации, не поддающегося непосредственному восприятию наблюдателем, но имеющего удобную для передачи, обработки и хранения форму. Совокупность преобразовательных элементов, обеспечивающая необходимые преобразования сигнала измерительной информации, образует измерительную цепь средства измерения, или измерительный канал. В начале измерительной цепи находится первичный преобразователь, который непосредственно воспринимает воздействие измеряемой величины. В большинстве первичных преобразователей измеряемая величина преобразуется в электрический сигнал. Для усиления сигнала (без изменения его размерности или формы) предназначены масштабные преобразователи (усилители), а для преобразования его размерности или формы — промежуточные преобразователи. В случае необходимости передачи информации на значительные расстояния применяются передающие преобразователи.
Совокупность измерительных преобразователей, объединенных в один конструктивный узел, который непосредственно взаимодействует с экспериментальным объектом, называют также датчиком.
Измерительные приборы — средства измерений, вырабатывающие сигнал измерительной информации в форме, доступной для восприятия наблюдателем. В аналоговых приборах показания являются непрерывной функцией измеряемой величины, а в цифровых показания представлены в цифровой форме. По способу вывода показаний они подразделяются на показывающие, регистрирующие, самопишущие и печатающие.
И эмеритальные установки характеризуются тем, что входящие в них элементы сосредоточены в одном месте, а сигналы измерительной информации могут восприниматься наблюдателем.
В измерительных системах составляющие их элементы соединяются между собой каналами связи, а сигналы измерительной информации должны находиться в форме, удобной для автоматической обработки, передачи и использования в автоматизированных системах управления.
Сведения о значении измеряемой величины содержатся в сигналах измерительной информации. Сигнал может характеризоваться одним параметром (постоянное напряжение, давление рабочей жидкости) или несколькими (частота, фаза, амплитуда пере
45
менного тока). Для чтобы сигнал содержал измерительную информацию, необходимо, чтобы хотя бы один из его параметров был функционально связан с измеряемой величиной. Этот параметр сигнала называется информативным в отличие от остальных — неинформативных — параметров.
Статической характеристикой средства измерения называется зависимость информативного параметра его выходного сигнала от информативного параметра входного сигнала при определенных значениях неинформативных параметров. Различают номинальную (типовую) статическую характеристику (называемую также функцией преобразования) и рабочую, описывающую свойства конкретного экземпляра средства измерения (градуировочная характеристика). Статические характеристики определяются при неизменных по времени значениях входного сигнала и могут выражаться формулой, графиком или таблицей.
Отношение изменения выходного сигнала AZ к вызвавшему его изменению Ах измеряемой величины называется чу вс твите ль-
ностъю средства измерения. Абсолютная чувствительность S = — ;
Ах
AZ
относительная — Sq =-----. Если статическая характеристика
X / зс
линейна, то величина S будет постоянной во всем диапазоне измерений. В противном случае она будет изменяться и при каждом значении х будет равна производной I по х:
lim —
Дх -» О
Важной характеристикой измерительных приборов является цена деления шкалы, или цена единицы наименьшего разряда цифрового кода, равная соответствующему изменению измеряемой величины.
Диапазон показаний измерительного прибора есть разность между значениями измеряемой величины, соответствующими конечному и начальному значениям шкалы (значениям кода). Диа пазон измерений или рабочая часть шкалы — это область значений измеряемой величины, для которой погрешности измерений не превышают допустимых. Диапазон измерений ограничен верхним и нижним пределами измерений.
46
При измерении переменных по времени величин погрешность измерения будет зависеть от инерционных свойств средства измерения. Эти свойства описываются динамическими характеристи ками, которые определяют зависимость информативного или какого-либо из неинформативных параметров выходного сигнала от изменяющихся по времени параметров входного сигнала.
Например, при изменении входного сигнала по гармоническому закону aov - Anv sin со? выходной сигнал средства измерения хэЛ.	Л
также будет изменяться по гармоническому закону авых = = Лых si" (“« + Ч» •
Амплитудно-частотной характеристикой (АЧХ) называется изменение отношения амплитуд в зависимости от круговой частоты Авых/Авх = ftw) *, фазочастотной характеристикой (ФЧХ) — изменение угла сдвига фаз ср от значений со: <р = /(со) .
Простейшими нормируемыми показателями, характеризующими инерционность средств измерений, являются полоса пропускаемых частот сигнала (диапазон изменения частоты, в пределах которого не происходит изменений отношения A_,-V/Aev) и время установления выходного сигнала (время выхода его на постоянный уровень при скачкообразном изменении сигнала на входе).
Динамические характеристики рассчитываются или определяются экспериментально. Они позволяют оценить возможность применения того или иного средства измерения в конкретных условиях.
2.2.	ПОГРЕШНОСТИ ИЗМЕРЕНИЙ
В результате измерений значение измеряемой величины никогда не может быть определено абсолютно точно. Всегда результат измерения хизм отличается от истинного значения измеряемой величины х на некоторую величину Д , называемую погрешностью измерения.
Возникновение погрешностей связано с несовершенством методов и средств измерений, влиянием условий измерений и неправильных действий людей, выполняющих измерения. Конкретная причина той или иной погрешности далеко не всегда может быть установлена.
47
По характеру проявления погрешности можно подразделить на грубые, систематические и случайные.
Грубые погрешности (промахи, выпадающие точки) появляются из-за неисправности средств измерений, сбоев в их работе, отклонений в режиме работы экспериментальных объектов и т.д. Эти погрешности необходимо обнаружить и искаженные ими ре
зультаты исключить из рассмотрения.
Систематические погрешности характеризуются тем, что они или сохраняются постоянными, или изменяются по времени закономерным образом, или являются функциями определенных параметров (температуры, напряжения питания и т.д.).
Систематические погрешности можно подразделить па ряд групп в зависимости от вызывающих их причин.
Погрешности, метода, или теоретические погрешности, обусловлены недостаточной разработкой теории измерений, недостаточной обоснованностью принимаемых при этом допущений, неправильным использованием средств измерений, влиянием их на работу экспериментального объекта и т.д.
Инструментальные. погрешности возникают из-за недостатков конструкции (схемы) средств измерений или технологии их изготовления.
Дополнительные погрешности (погрешности внешних влияний) вызываются отличием рабочих условий эксплуатации средств измерений от номинальных (неправильная установка; влияние температуры или внешних магнитных и других полей; нестабильность источника питания и т.д.).
Динамические погрешности обусловлены инерционными свойствами измерений.
Личные, погрешности связаны с индивидуальными особенностями и квалификацией наблюдателя. Личные погрешности исключаются при применении автоматизированных средств измерений с фиксацией результатов измерений на различных носителях информации.
В научно поставленном эксперименте систематические погрешности можно практически полностью исключить или по крайней мере существенно уменьшить за счет строгого контроля условий работы при измерениях (термостатирование, экранирование, защита от вибрации, применение стабилизированных источников питания), градуировки и внесения поправок, надлежащей организации измерений и их обработки.
48
Результат измерения, содержащий систематическую погрешность 0, называется неисправленным х' в отличие от исправленного результата х, систематическая погрешность из которого исключена путем введения поправки г/: х — х' + q. Поправка равна систематической погрешности и обратна ей по знаку: q = — 0.
Поправки могут определяться при градуировке средств измерений, когда измеряемая величина воспроизводится образцовой мерой и ее значение известно, или в результате расчета на основе специальных исследований физических процессов, сопутствующих измерениям.
Случайные погрешности вызываются неконтролируемыми изменениями условий измерений и параметров средств измерений. Если в опытах отсутствует систематическая погрешность, то данные большого числа отдельных измерений (наблюдений) будут случайным образом изменяться в некотором интервале около истинного значения измеряемой величины. Поскольку поправки на систематические погрешности определяются с ограниченной точностью, то они содержат и некоторую случайную погрешность, исключить которую невозможно. Эта погрешность называется неис-ключснным остатком систематической погрешности.
Таким образом, суммарная случайная погрешность состоит из собственно случайной погрешности и неисключенного остатка систематической погрешности.
Случайная погрешность представляет собой непрерывную случайную величину, т.е. такую, которая может принимать в зависимости от случайного исхода наблюдения (опыта) любые значения с определенными вероятностями. Случайная величина наиболее полно характеризуется интегральной F(x) или дифференциальной р(х) функциями распределения. Последняя называется также плотностью вероятностей или законом (функцией) распределения. Значение функции F{x) при некотором заданном значении х равно вероятности того, что случайная величина £, примет значение, меньшее или равное х: F(x) = Р (£, < х) . Плотность вероятностей есть производная функции F(x): р(х) = F'(x). Обратная зависи-
X
мость имеет вид F(x) = р(х) dx.
49
Характерный вид графиков функций F(x) и р(х) представлен на рис. 2.1. График функции р(х) называется также кривой распределения.
Рис. 2.1. Характерный вид графиков интегральной (а) и дифференциальной (б) функций распределения (заштрихована площадь, равная у = Р (хг < х < х2)
На практике удобнее пользоваться не функциями распределения, а некоторыми числовыми характеристиками, дающими достаточные сведения о свойствах и распределении случайной величины. Наиболее важными из них являются математическое ожидание М[х] и дисперсия а2 [х].
Математическое ожидание характеризует расположение центра распределения, вокруг которого группируются возможные значения случайной величины. Оно определяется интегралом
М\х\ = J
хр(х) dx = а.
— ГУ)
2
Дисперсия су [х] характеризует рассеяние случайной величины вокруг ее математического ожидания . Дисперсией называется математическое ожидание (т.е. среднее значение) квадрата отклонения случайной величины от М[х]:
г -| 2
[х] = М х - /Vf[x]
2
(х - а) р(х) dx .
Корень квадратный из дисперсии — величина о(х) — имеет ту же размерность, что и сама случайная величина, и называется средним квадратическим отклонением случайной величины.
Конкретные значения указанных характеристик случайных величин зависят от вида функции распределения.
В теории вероятностей, математической статистике, метрологии важную роль играет так называемое нормальное, или Гауссо
во, распределение случайных величин. Плотность вероятностей этого распределения описывается функцией
_ (х ~ 0)2 р(х) =----* г— е 2а .
а(х) V2 л
В теории вероятностей доказано (центральная предельная теорема), что если некоторая случайная величина является суммой большого числа других взаимно независимых случайных величин, ни одна из которых не обладает дисперсией, значительно превосходящей остальные, то независимо от законов распределения слагаемых суммарная величина имеет нормальное распределение.
х — а
Если ввести переменную z =-------, то получится нормирован-
о(х)
ное нормальное распределение с математическим ожиданием, равным нулю, и дисперсией, равной единице:
^2
. . 1 "2 ч,(2) = 72лр •
Это универсальное, не зависящее от а и а(х) распределение. Наряду с функцией <р(г) в вычислениях применяется также интег-2
ральная функция Ф(2) = J ср(з) dz. Эти функции затабулированы в О
виде таблиц (см. приложение 1) или в виде стандартных программ для ЭВМ.
Функция <р(2) является четной, симметричной относительно
СО
оси z = О и J (р(г) dz = 1. В силу этого Ф(- z) = - Ф(г); lim Ф(з) = г —> — о©
= — . Между функциями распределения р(х), Е(х) и затабулирован-ными (стандартными) функциями (р(з) и Ф(г) существует простая связь:
р(х) = -у— <p(z) ; F(x) = | + Ф(з) .
о(х)	£
51
Государственным стандартом предписывается ряд способов выражения точности измерений с использованием рассмотренных выше характеристик случайных величин. На практике чаще всего применяется интервальный способ, т.е. точность измерений выражается интервалом (доверительный интервал), в котором с заданной вероятностью у (доверительная вероятность) находится суммарная погрешность измерения. Запись результата измерения величины А с нижней Дн и верхней Дв границами погрешности Д при установленной вероятности у имеет следующий вид: А; Д от Дн до Дв ; у. Например, 450 К; Д от 2К до 4К; у = 0,95.
Доверительным является интервал (х* = А - Дн ; х2 = А - Дв), т.е. (448 К; 454 К).
Для нормального распределения значение доверительной вероятности в общем случае находится по формуле у = P(z^ < г < г2) = = Ф(з2) - Ф(гх). Если | = |z2 | = \z | , то у = P(\z | < zy) = 2Ф(гу) . Значения zy называются квантилями, или критическими значениями для данной вероятности у. На рис. 2.2 приведены значения у в зависимости от zy (кривая п = «•). Так, при zy- ± 1 значение у= 0,68, т.е. вероятность погрешностей, не превышающих по абсолютной величине одну среднюю квадратическую погрешность, составляет 0,68. При zy = ± 2 величина у равна уже 0,95, а при гу = ± 3 у= 0,997. В последнем случае только 0,3 % всех случайных погрешностей выходит за пределы трех средних квадратических погрешностей. Доверительная граница случайной погрешности Д(А) = | х - А | = zy п(х).
Доверительная вероятность задается в соответствии со смыслом задачи и практическим значением риска ошибки, которая не-
Рис. 2.2. Графики зависимостей величин вероятности от нормированных критических значений случайной величины для нормального распределения (/ = <") и распределения Стыодента (/ оо)
52
избежно появляется, когда весь принципиально возможный диапазон изменения случайной величины ограничивается некоторыми, заведомо более узкими, доверительными пределами.
В большинстве практических задач принято ограничиваться значением у = 0,95, т.е. считается допустимым, что 5 % результатов наблюдений (одна точка из двадцати) могут выйти за установленные пределы.
Однако в особо ответственных случаях, связанных, например, с определением основных характеристик двигателя, с его надежностью, прочностью, безотказностью, где ошибочная трактовка результата может привести к серьезным последствиям, необходимо выбирать более высокую доверительную вероятность.
Если погрешность Д выражена в единицах измеряемой величины, то она называется абсолютной. На практике чаще оперируют с относительной погрешностью измерений, которая представляет собой отношение абсолютной погрешности к результату измерения X — Л / -V	QmnatTTja X ГГЯГ'ГГ» РкТПЯ WHPTCfl Р ППЛТТРЧТЯХ.
ИЗМ *	---------—-------X----------
Для характеристики точности средств измерения применяется приведенная погрешность — отношение абсолютной погрешности к некоторому нормирующему значению , характерному для данного вида средств измерений. Например, значение xN принимается равным большему из пределов измерений, если нулевая отметка расположена на краю или вне диапазона измерений, и сумме модулей пределов измерений, если нулевая отметка расположена внутри диапазона измерений и др.
Для ряда средств измерений устанавливается класс точности, являющейся обобщенной характеристикой средства измерений, определяемой пределами допускаемых основной и дополнительных погрешностей, а также другими свойствами средств измерений, влияющих на точность.
Под пределом допускаемой основной погрешности-понимается наибольшая (по модулю) погрешность средства измерения, при которой оно может быть признано годным при эксплуатации в стандартных условиях. Например, достаточно распространенным является установление пределов допускаемой приведенной основной погрешности по формуле уд = Дд • 100/Хдг = ± р, где Дд — пределы допускаемой абсолютной погрешности; xN — нормирующее значение; р — положительное число (в процентах), равное классу точнос
53
ти и выбираемое из следующего ряда: 1 • 10 ; 1,5 10 ; 2 10 ; 2,5 10" ; 4 10" ; 5 10" ;6 • 10" (л = 1; 0; - 1; -2 и т.д.). По классу-точности всегда можно установить пределы допускаемой погрешности.
С классом точности связаны также пределы дополнительных погрешностей и другие характеристики средств измерений, влияющие на точность измерений. Эти характеристики нормируются частными стандартами на отдельные виды средств измерений.
В качестве показателей, характеризующих динамические свойства средств измерений, нормируются наиболее часто полоса пропускаемых частот сигнала и время установления выходной величины.
2.3.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОЦЕНОК СЛУЧАЙНЫХ
ПОГРЕШНОСТЕЙ
В основе практического определения характеристик случайных погрешностей измерений лежит проведение повторных наблюдений измеряемой величины. В случае градуировки средств измерений значение измеряемой величины заведомо известно (например, оно воспроизводится образцовой мерой) и полученные данные будут характеризовать точность используемых средств измерений (измерительного прибора, измерительного канала и т.д.).
При повторных наблюдениях какого-либо параметра в реальных условиях на получаемые результаты будут влиять не только погрешности средств измерений, но и особенности функционирования экспериментального объекта и его элементов (точность поддержания режима; стабильность рабочего процесса; точность изготовления и сборки, если используются различные экземпляры объекта и т.д.). Поэтому полученные характеристики погрешностей будут в целом отражать точность воспроизведения результатов эксперимента с принятой системой измерений в данных конкретных условиях.
Результаты повторных наблюдений служат также основой для выяснения многих других вопросов, возникающих при проведении испытаний, таких, например, как определение эффективности мероприятий при доводке, сравнение по точности различных способов измерений и т.д.
Характеристики случайных величин могут быть строго определены только тогда, когда известна генеральная совокупность значений случайной величины — достаточно большое (теоретически бесконечное) множество всех мыслимых значений случайной величины. Однако на практике имеется лишь некоторое конечное, обычно небольшое, число п результатов наблюдения (хг , х2 хп) — конечная выборка объема п. Возникает задача оценивания параметров генеральной совокупности (в первую очередь, математического ожидания и дисперсии) случайных величин по выборочным данным. Оценка называется точечной, если она выражается одним числом.
Для того чтобы оценка была пригодной для описания оцениваемых параметров, она должна удовлетворять следующим требованиям:
несмещенности — ее математическое ожидание должно быть равно оцениваемому параметру;
эффективности — ее дисперсия должна быть минимальной по сравнению с другими оценками;
состоятельности — с ростом объема выборки она должна приближаться к значению оцениваемого параметра.
Можно доказать, что с учетом перечисленных требований наилучшей выборочной оценкой математического ожидания является выборочное среднее значение
п
—	1 V
X = — > х- ,
п 1 i = 1
а оценкой дисперсии — исправленная выборочная дисперсия п
S2(x) = —-— V (х • - х	.
п - 1 I 1	)
J! = 1
Применив правила вычисления дисперсии суммы случайных величин и произведения случайной величины на постоянный мно-житель, получим S (х) = S (х)/п, т.е. дисперсия выборочной средней х в п раз меньше дисперсии отдельного наблюдения. Соответственно, среднее квадратическое отклонение ,S(x) уменьшается в \п раз.
55
Таким образом, увеличение объема выборки п равносильно повышению точности измерений. Поэтому при проведении повторных наблюдений за результат измерения принимается значение х.
Для определения по заданной доверительной вероятности доверительного интервала для результата измерения х необходимо
образовать нормированную случайную величину t =
х — а
S(x)
(х - а) \п S(x)
Если известна дисперсия генеральной совокупности
(S(x) = а(х)), то t = z и доверительный интервал может быть най
ден с использованием стандартной функции Ф(г) для нормированного нормального распределения (см. разд. 2.2). Если же значение S(x) определяется по выборке, то величина t подчиняется не нор
мальному распределению, а так называемому распределению Стьюдента. В отличие от нормального распределения оно зависит от объема выборки п или, точнее, от числа степеней свободы f = п - 1. С ростом п., когда величина S2(x) все точнее определяет генеральную дисперсию, распределение Стьюдента приближается к нормальному.
Для распределения Стьюдента составлены таблицы (см. приложение 2), позволяющие находить критические значения t - i у при выбранной доверительной вероятности у и числе степеней свободы f = п - 1, а также доверительную границу случайной погрешности Д(х) = | х - а: | = f S(x) = f S(x)/\n .
На рис. 2.2 приведены кривые зависимостей у = f(tj, соответствующие различным значениям f. Как видно, при малых значениях f и равной вероятности для распределения Стьюдента возможны большие отклонения от среднего значения по сравнению с нормальным распределением, так как в этом случае сама дисперсия определена с некоторой неопределенностью.
Пример. Пусть по выборке объемом п = 4 вычислено значение х = 50, являющееся результатом измерения некоторой величины а, причем из-2
вес.тно, что дисперсия генеральной совокупности о [х] = 4 или о(х) = 2. Необходимо определить доверительный интервал при значении доверитель-
56
ной вероятности у = 0,95. Так как в этом случае у = 2Ф(г^) , то находим, что значению Ф(г^) = у/2 = 0,475 соответствует критическое значение 2 = 1,90. Это означает, что с вероятностью 0,95 случайная величина г находится в пределах -1,96 < z < +1,96, или доверительная граница случайной погрешности Д(х) = | х - а | = о(х) =	с(х)/'!п = 1,96 • 2/VT ~ 2
(значение погрешности округляется до второй значащей цифры)?
Найдем доверительный интервал для тех же исходных данных, но предположим, что по экспериментальным данным определена выборочная 9
дисперсия S (х) = 4. Для у - 0,95 и f = 4 - 1 = 3 находим - 3,18.
Это означает, что рассматриваемая величина t лежит в пределах -3,18 < 1< +3,18 или Д(х) = f ! S(x)/4n = 3,2.
Таким образом, во втором случае доверительный интервал шире, чем в первом. Это следствие возможной неточности в определении дисперсии по малому числу измерений.
Для получения объективных данных при обработке результатов повторных наблюдений необходимо исключить результаты, искаженные грубыми погрешностями. В первую очередь должны быть проверены те результаты наблюдений х}, , которые наиболее сильно отличаются от средней арифметической величины - „	Iх - xh I
х. Для этого вычисляется параметр v =-----— и сравнивается
S(x)
с табличным значением v для принятого уровня значимости <; = 1 - у (см. приложение 3). Если v > vRp , то данный результат следует отбросить и вновь определить х и £(х) по оставшимся данным.
При косвенных измерениях также возникает задача оценивания истинного значения измеряемой величины у и ее погрешностей. Пусть величина у связана с параметрами х/ , измеряемыми прямыми методами, уравнением у = Г(х1 , х2 , ...» хп). Доказано, что в случае выполнения повторных наблюдений для получения наилучшей оценки истинного значения величины у (т.е. для того, чтобы величина у обладала наименьшей дисперсией) в исходное уравнение должны быть подставлены средние арифметические значения параметров х^ , х2 , ..., х .
57
Если погрешности параметров xi не коррелировали, т.е. отсутствует взаимосвязь между ними (это в большинстве случаев имеет место на практике), то формула для определения средней квадратической погрешности будет иметь вид
п
2 o2
S(y) =
i
/г
X Е? .	(2.1)
i = 1
Величины Е = ~— о(х ) называются частными погрешностя dxi
ми результата косвенного измерения. При вычислении погрешностей результат округляется до двух значащих цифр и небольшие частные погрешности могут на него вообще не оказывать влияния. Частной погрешностью Ek можно пренебречь, если выполняется неравенство Ek < O,3S(t/). Это неравенство называется критерием ничтожности погрешностей, а отвечающие ему погрешности — ничтожными.
Доверительный интервал для результата косвенного измерения определяется с помощью рассмотренного выше распределения Стыодспта. Эффективное число степеней свободы при этом должно быть найдено по формуле
п
2
3(1) п
2
/ = 1
—-------2 .
—-— Ef
Hl: ~ 1 I
Здесь т{ — число повторных наблюдений величин xi .
В практических расчетах чаще применяются относительные величины погрешностей S(x^ = S(xi)/xi ; S(y) - S(y)/y . Чтобы перейти к ним, необходимо обе части выражения (2.1) разделить на у, а каждое слагаемое в подкоренной сумме умножить и разделить на х? :
58
_dF_ *i xi • v ~ Эх,. У ’
Величины Kx р представляют собой относительные коэффи-i ’ '
циенты влияния погрешности S(X{I на S(y) .
Если функция у = Е(х1 , х2 , хп) логарифмируема, то для удобства вычислений величины К п целесообразно представить / * и
в виде KY .. - X: Э(1п F)/c)xi .
Пример. Расход газа в мерном участке экспериментальной установки вычисляется по формуле
G = (л/4) D2 р V2pAp .
Здесь р — коэффициент расхода, учитывающий неравномерность поля скоростей; D — диаметр участка; р — плотность газа; Др = р - р — динамический напор в центре сечения. Известны относительные значения средних квадратических погрешностей, полученных в результате трехкратных наблюдений: S(p) = 0,5 %; S(p) = 0,3 %; S(Ap) = 0,2 %. Значение диаметра I) определено с точностью = ± 0,4 % (предельные отклонения). Принимая, что закон распределения 5^ равномерный, получим S(D) = SD/^3 = 0,23 %.
Требуется определить доверительный интервал для величины G при доверительной вероятности у = 0,95. Для этого прологарифмируем выражение для G’:
In G - In (л \2 /4) + 21n D + In ц + 0,5 In р + 0,5 In Др .
Найдем коэффициенты влияния Djj = D 2d (In D)/dD = 2; аналогично найдем /Ср = 1; К , G	= 0,5.
Частные относительные погрешности исходных величин:
Е = A. r St ; Е.. = 0,5% ; ЁТ) = 2  0,23 = 0,46% ; t	(V j V	<	KI
59
Ер = 0,15%; Е^ = 0,1%.
Среднее квадратическое отклонение
S(G) = <0,2"5 + 0,34 + 0,02 + 0,01 = 0,7% . I
Поскольку значения £р и Е&? меньше S(G) , то эти частные погрешности будут ничтожно малыми, т.е. повышение точности измерений величин р и Др не приведет в данном случае к заметному повышению точности измерения расхода G.
Эффективное число степеней свободы /эф = 25; значение /q 95. 25 ~ 2,0. Отсюда доверительная граница относительной случайной погрешности Д(С) = ± S(G)f0>95. 25 = 2,0 • 0,7% = ± 1,4% при у = 0,95.
2.4.	АВТОМАТИЗАЦИЯ ИЗМЕРЕНИЙ
При испытаниях двигателей и их элементов одной из основных задач является получение максимального объема информации об объекте испытаний и обработка ее в ограниченное время для принятия оптимальных решений зачастую в процессе эксперимента. Эта задача решается путем применения автоматизированных информационно-измерительных систем (АИИС). В большинстве случаев они строятся на базе персональных компьютеров (ПК) и работают в масштабе реального времени в форме диалога оператор-исполнитель — ЭВМ. Измерительная информация при этом выдается на экран ЭВМ в окончательной форме, а также фиксируется на различных носителях информации в виде таблиц, графиков, протоколов, полиномов и т.д.
Впоследствии может также проводиться метрологический анализ результатов измерений [7].
В состав АИИС входит комплекс первичных измерительных преобразователей (ПИП) различных типов, устанавливаемых на объекте испытаний и в системах испытательного стенда, устройство связи с объектом (УСО), персональный компьютер и средства отображения и хранения информации. Программируемые УСО преобразуют все формы первичных сигналов (аналоговые, частотные) в цифровой код, соответствующий содержанию сигнала. Каждый первичный преобразователь входит в состав измерительного канала — фукционально объединенной совокупности техни
60
ческих средств (унифицирующих, масштабных, аналого-цифровых и других преобразователей), где измерительный сигнал определенного типа преобразуется в итоге в цифровой код, который передается в персональный компьютер, и по заранее известным зависимостям (программам) определяется количественное значение измеряемой физической величины. Очередность опроса первичных преобразователей программируется в коммутаторах многоканальных измерительных модулей. Для обеспечения высокой точности измерений необходимо применение индивидуальной метрологической характеристики для каждого измерительного канала — от ПИП до ПК.
Метрологическая характеристика, как комплексная количественная оценка точности измерений, обеспечиваемой ИК, определяется градуировочной характеристикой ИК, т.е. зависимостью между математическим ожиданием результатов измерений известных (“истинных”) величин и самими этими величинами, принимаемыми за “меру”, и величиной доверительного интервала ± 8, в ко-г* ОРПОППЛТЛ ППРОППТО ПТхТТПЙ TWnn £ТГГГГПГГГК tn V ITPVnnUTPQ ПРЛЛ7ПК-V	~~-------г--------- |	------•-	--
тат измерения. При количестве измерений п каждой величины “меры” более 20 (п > 20) закон распределения результатов измерений может приниматься нормальным.
Градуировка состоит из ряда циклов последовательных измерений определенного количества k значений “меры” в прямом и обратном направлениях [7]. При количестве циклов не менее 10 (количестве измерений п каждого значения “меры” не менее 20) может быть принят нормальный закон распределения. Градуировочная характеристика представляется в форме аппроксимирующего полинома (как правило, первой степени)
у = а0 + аг х ,
где у — аппроксимированное значение измеряемого параметра выходного сигнала, определяемое по его среднеарифметическим значениям уj , соответствующим величинам “меры”.
Значения коэффициентов , Gj находятся по методу наименьших квадратов (см. ниже).
При допускаемой относительной погрешности измерения, равной 0,3%, для построения аппроксимирующего полинома градуировочной характеристики достаточно пяти значений “меры” [7]. При этом погрешность значений “меры” не должна превышать 0,1
61
погрешности ИК. Для доверительной вероятности у= 0,95 при количестве измерений п > 20 величина доверительного интервала Ьу = ± 1,96 Stj , где S — среднеквадратическая погрешность, определенная по результатам всех измерений, выполненных при градуировке:
Относительная погрешность определения величины измеряемого параметра у определяется для минимального значения “меры”, которому соответствует значение </niin ’
5 = ±-х-^- = ± 1,96
^niin	-Anin
При измерениях функции параметров градуировочной характеристики у и х меняются местами: у — измеренное значение выходного сигнала измерительного канала; х — численное значение измеряемой величины: х = (у - а0)/аг .
В процессе испытаний параметры двигателя должны измеряться непрерывно с определенной частотой, чтобы обеспечить постоянное поступление информации о состоянии двигателя так, как это необходимо для его автоматической защиты. Конкретная частота измерений зависит от особенностей двигателя и определяется величиной временного интервала (продолжительностью цикла “опроса” ПИП) и количеством измерений в пределах интервала. Характерным является односекундный интервал, в течение которого аналоговые сигналы измеряются десять раз, а частотные — один раз [7].
Измерение параметров двигателя, предназначенное для определения его характеристик, проводится по специальному алгоритму (контрольное измерение) на более продолжительном временном интервале (например, не менее 10 с). Контрольное измерение дает ос-редненный результат из определенного количества последовательно реализованных интервалов — основных циклов.
Для обеспечения высокой точности контрольного измерения необходимо, чтобы в процессе измерений сохранялось постоянство (52
параметров воздуха на входе в двигатель и чтобы двигатель работал на установившемся теплосбалансированном режиме. Признаком такого режима может быть, например, то обстоятельство, что при сохранении постоянства частоты вращения ротора изменение значения температуры газа за турбиной в течение некоторого промежутка времени (~ 60 с) не превышает допустимой погрешности ее измерения (Тгп - Тг < 6).
2.5.	ВИДЫ И СРЕДСТВА ИЗМЕРЕНИЙ,
ПРИМЕНЯЕМЫЕ ПРИ ИСПЫТАНИЯХ ДВИГАТЕЛЕЙ
При испытаниях ВРД необходимо измерять большое количество величин, имеющих различную физическую природу. Это параметры потоков (давление, температура, скорость); расходы жидкостей и газов; усилия и крутящие моменты; деформации и напряжения в элементах конструкции; составы продуктов сгорания; вибрации и частоты впятттрния и т.д. Экспериментальные объекты и условия проведения исследований также весьма разнообразны. Естественно, что при этом применяются различные средства измерений и требования, предъявляемые к ним, такие как необходимая точность, высокая надежность, допустимая стоимость, целесообразная компоновка, ограниченные габаритные размеры и масса, будут иметь различное значение при выборе средств для конкретных измерений в зависимости от задач и условий эксперимента.
Так, при исследовании рабочих процессов на моделях в лабораторных условиях основным может быть требование высокой точности получаемых результатов. При испытаниях двигателей в термобарокамерах наряду с достаточной точностью необходимо обеспечить и высокую надежность средств измерений, а при летных испытаниях существенной становится роль габаритных размеров, массы измерительного оборудования.
Первичные измерительные преобразователи. Основными элементами большинства применяемых средств измерений являются первичные измерительные преобразователи, назначение которых — преобразование измеряемой физической величины (входная величина) в сигнал измерительной информации (выходная величина), как правило, электрический, удобный для дальнейшей обработки.
Первичные преобразователи подразделяются на параметрические и генераторные. В параметрических преобразователях вы-
63
ходная величина представляет собой изменение какого-либо параметра электрической цепи (сопротивление, индуктивность, емкость и т.д.), в генераторных выходные величины — ЭДС, электрический ток или заряд, возникающие вследствие энергии измеряемой величины.
Существует большой класс измерительных преобразователей, у которых входными величинами являются давление, сила или крутящий момент. Как правило, в этих преобразователях входная величина воздействует на упругий элемент и вызывает его деформацию, которая затем преобразуется или в сигнал, воспринимаемый наблюдателями (механические показывающие приборы), или в электрический сигнал.
В значительной степени инерционные свойства преобразователя определяются частотой собственных колебаний упругого элемента: чем она выше, тем менее инерционным является преобразователь. Максимальное значение этих частот при использовании конструкционных сплавов составляет 50... 100 кГц. Для изготовления упругих элементов особо точных преобразователей применяются кристаллические материалы (кварц, сапфир, кремний).
Резистивные преобразователи — это параметрические преобразователи, выходной величиной которых является изменение электрического сопротивления, которое может вызываться воздействием разнообразных по физической природе величин — механических, тепловых, световых, магнитных и др.
Потенциометрический преобразователь представляет собой реостат, движок которого перемещается под воздействием измеряемой величины (входная величина). Выходной величиной является сопротивление.
Потенциометрические преобразователи применяются для измерения положения регулирующих органов (линейных и угловых), в уровнемерах, в датчиках (например, давления) для измерения деформации упругого чувствительного элемента. К достоинствам потенциометрических преобразователей относятся: большой выходной сигнал, стабильность метрологических характеристик, высокая точность, незначительная температурная погрешность. Основной недостаток — узкий частотный диапазон (несколько десятков герц).
Работа тензорезисторов основана на изменении сопротивления проводников и полупроводников при их механической деформации (тензо-эффект). Проволочный (или фольговый) тензорезистор представляет собой зигзагообразно изогнутую тонкую проволоку
64
диаметром 0,02...0,05 мм или ленту из фольги толщиной 4...12 мкм (решетка), которая наклеивается на подложку из электроизоляционного материала. К концам решетки присоединяются выводные медные проводники. Преобразователи, будучи приклеенными к детали, воспринимают деформацию ее поверхностного слоя.
При измерениях деформаций и напряжений в деталях и конструкциях, как правило, отсутствует возможность градуировки измерительных каналов и погрешность измерений составляет 2... 10 %. В случае применения тензорезисторов в первичных измерительных преобразователях погрешность может быть снижена до 0,5...1 % путем градуировки. Основной недостаток тензорезисторов данного типа — малый выходной сигнал.
Для измерений малых деформаций упругих чувствительных элементов измерительных преобразователей используются полупроводниковые тензорезисторы, выращенные непосредственно на упругом элементе, выполненном из кремния или сапфира.
При измерениях динамических деформаций с частотой до 5 кГц должны применяться проволочные или фольговые тензорезисторы с базой не более 10 мм, причем максимальная деформация для них не должна превышать 0,1 % (0,02 % для полупроводниковых).
Действие пьезоэлектрических преобразователей основано на возникновении электрических зарядов при деформации кристалла (прямой пьезоэффект).
Пьезоэлектрические преобразователи обеспечивают возможность измерения быстропеременных величин (собственная частота преобразователей достигает 200 кГц), отличаются высокой надежностью и имеют малые габаритные размеры и массу. Основной недостаток — трудность при измерении медленно изменяющихся величин и при проведении статической градуировки из-за утечек электричества с поверхности кристалла.
Электростатический преобразователь схематично можно представить в виде двух электродов (пластин) площадью Г, параллельно расположенных на расстоянии 8 в среде с диэлектрической проницаемостью Е.
Обычно эти преобразователи устроены таким образом, что их выходной величиной является изменение емкости (в этом случае они называются емкостными), а входными величинами могут быть механические перемещения, изменяющие зазор 8 или пло
65
щадь F, или изменение диэлектрической проницаемости среды е вследствие изменения ее температуры, химического состава и т.п.
Кроме емкости, в качестве выходной величины электростатических преобразователей используется ЭДС, генерируемая при взаимном перемещении электродов, находящихся в электрическим поле (генераторный режим). Например, в генераторном режиме работают конденсаторные микрофоны, преобразующие энергию акустических колебаний в электрическую.
Достоинством электростатических преобразователей является отсутствие шумов и самонагрева. Однако с целью защиты от наводок соединительные линии и сами преобразователи должны тщательно экранироваться.
У индуктивных преобразователей выходной величиной является изменение индуктивности, а входными величинами могут быть перемещения отдельных частей преобразователя, приводящие к изменению сопротивления магнитной цепи, взаимоиндукции между контурами и т.д.
Достоинствами преобразователей являются: линейность характеристики, малая зависимость выходного сигнала от внешних воздействий, ударов и вибраций, высокая чувствительность. Недостатки - малый выходной сигнал и необходимость в питающем напряжении повышенной частоты.
Принцип действия вибрационно-частотных преобразователей основан на изменении частоты собственных колебаний струны или тонкой перемычки при изменении ее натяжения.
Входной величиной преобразователя является механическое усилие (или величины, преобразуемые в усилие, — давление, крутящий момент и др.), которое воспринимается упругим элементом, связанным с перемычкой.
Применение вибрационно-частотных преобразователей возможно при измерении постоянных или медленно изменяющихся во времени величин (частота не более 100...150 Гц). Они отличаются высокой точностью, а частотный сигнал — повышенной помехоустойчивостью.
В оптоэлектрических преобразователях используются закономерности распространения и взаимодействия с веществом электромагнитных волн оптического диапазона.
Основным элементом преобразователей являются приемники излучения. Простейшие из них — тепловые преобразователи —
66
предназначены для преобразования всей падающей на них энергии излучения в температуру (интегральный преобразователь).
В качестве приемников излучения служат также различные фотоэлектрические преобразователи, в которых используется явление фотоэффекта. Фотоэлектрические преобразователи являются селективными, т.е. они обладают высокой чувствительностью в сравнительно узком диапазоне длин волн. Например, внешний фотоэффект (испускание электронов под действием света) используется в вакуумных и газонаполненных фотоэлементах и фотоумножителях.
Вакуумный фотоэлемент представляет собой стеклянный баллон, на внутренней поверхности которого нанесен слой фоточувст-вительного материала, образующий катод. Анод выполняется в виде кольца или сетки из металлической проволоки. При освещении катода возникает ток фотоэмиссии. Выходные токи этих элементов не превышают нескольких микроампер. В газонаполненных фотоэлементах (для заполнения применяются инертные газы Ne, Аг. Кг, Хе) выходной ток увеличивается в 5...7 раз из-за ионизации газа фотоэлектронами.
В фотоумножителях усиление первичного фототока происходит вследствие вторичной электронной эмиссии — “выбивания” электронов из вторичных катодов (эмиттеров), установленных между катодом и анодом. Общий коэффициент усиления в многокаскадных фотоумножителях может достигать сотен тысяч, а выходной ток — 1 мА. Фотоумножители и вакуумные элементы могут использоваться при измерениях быстро изменяющихся величин, так как явление фотоэмиссии практически безынерционно.
Измерение давлений. Для измерения полного или статического давления в поток помещают специальные приемники с приемными отверстиями, которые трубками небольшого диаметра (пневмомагистралями) соединяются с соответствующими первичными преобразователями или измерительными приборами.
Простейшим приемником полного давления является цилиндрическая трубка с перпендикулярно срезанным торцом, изогнутая под прямым углом и ориентированная навстречу потоку. Для уменьшения чувствительности приемника к направлению потока (например, при измерениях в потоках с небольшой закруткой) применяются специальные конструкции приемников. Например,
67
1	2
Рис. 2.3. Схема приемника полного давления: 1 — приемная трубка;
2 — направляющая втулка
приемники полного давления с протоком (рис. 2.3) характеризуются погрешностью измерения не более 1% при углах скоса до 45е, при числе М < 0,8.
При измерении статических давлений вблизи стенок каналов приемные отверстия диаметром 0,5...1 мм
выполняются непосредственно в стенках (дренажные отверстия).
В месте дренажа не должно быть неровностей, а кромки отверстий не должны иметь заусенцев. Этот вид измерений весьма распространен при исследовании течений в трубах и каналах, в камерах сгорания, диффузорах и соплах.
Для измерений статических давлений в потоке применяются
клиновидные и дисковые приемники, а также приемники в виде трубок Г-образной формы (рис. 2.4) с приемными отверстиями, расположенными на боковой поверхности. Указанные приемники хорошо работают при дозвуковых и небольших сверхзвуковых
скоростях.
Для исследования распределения давлений в поперечных сечениях каналов получили распространение гребенки полного и статического давлений, содержащие несколько приемников, или комбинированные гребенки, имеющие приемник как полного, так и статического давлений. При измерениях в потоках со сложной структурой течения (камеры сгорания, межлопаточные каналы турбома
Рис. 2.4. Схема приемников статического давления: а — клиновидный; б — дисковый;
в — Г-образный для измерений при М < 1,5
68
шин) применяются ориентируемые и неориентируемые приемни-ки давления, позволяющие определить значения полного и статического давлений и направление вектора скорости. Первые из них предназначены для измерений в двумерных потоках, и их конструкция позволяет путем поворота устанавливать приемник в определенном положении относительно вектора местной скорости потока.
Неориентируемые приемники снабжены несколькими (пять— семь) приемными отверстиями, которые выполнены в стенках цилиндра или сферы небольшого диаметра (3...10 мм) или располагаются в концах срезанных под определенными углами трубок (диаметр 0,5...2 мм), объединенных в едйный конструктивный узел (рис. 2.5). При обтекании приемника потоком вокруг него формируется определенное распределение давлений. Используя измеренные с помощью приемных отверстий значения давлений и результаты предварительной градуировки приемника в аэродинамической трубе, можно определить полное и статическое давление и местное направление скорости потока.
Рис. 2.5. Схема пятиканального приемника давлений:
Сг , С„ , С, — составляющие вектора скорости;
pi — измеряемые значения давления
При сверхзвуковых скоростях течений перед приемниками давлений возникают скачки уплотнения, и это необходимо учитывать при обработке результатов измерений. Например, по изме-
ренным значениям статического давления в потоке р и полного за прямым скачком уплотнения р* ' можно определить с помощью формулы Релея число М, а затем и значение полного давления в потоке:
р" = р/л(М) .
r 2k
k - 1
V
69
При испытаниях двигателей и их элементов для измерения давлений применяются различные приборы (стрелочные деформационные, жидкостные, групповые регистрирующие манометры), позволяющие оператору контролировать режимы работы экспериментальных объектов. В информационно-измерительных системах используются разнообразные первичные преобразователи. Как правило, давление, точнее разность давлений (например, между измеряемым и атмосферным, между полным и статическим и т.д.), воздействует на упругий чувствительный элемент (мембрану), деформация которого преобразуется в электрический сигнал. Наиболее часто для этого применяются индуктивные и тензочувствительные преобразователи — при измерении постоянных и медленно изменяющихся давлений и пьезокристаллические и индуктивные преобразователи — при измерении переменных давлений.
В качестве примера на рис. 2.6 представлена схема преобразователя “Сапфир-22ДД”. Преобразователи этого типа выпускаются в нескольких модификациях, предназначенных для измерения избыточного давления, разности давлений, вакуума, абсолютного давления, избыточного давления и вакуума в различных диапазонах. Упругий чувствительный элемент представляет собой металлическую мембрану 2, к которой сверху припаяна сапфировая мембрана с напыленными кремниевыми тензорезисторами. Измеряемая разность давлений воздействует на блок, состоящий из двух диафрагм 5. При смещении их центра усилие с помощью тяги 4 передается на рычаг 3, что приводит к деформации мембраны 2 с тензорезисторами. Электрический сигнал от тензорезисто-ров поступает в электронный блок 4, где преобразуется в унифицированный сигнал — постоянный ток 0...5 или 0...20 мА. Электрическое питание преобразователя осуществляется от источника постоянного тока напряжением 36 В.
При измерениях переменных (например, пульсирующих) давлений целесообразно максимальное приближение первичного преобразователя к месту измерения, так как наличие пневмомагистрали вносит существенные изменения в амплитудно-частотную характеристику системы измерений. Предельным в этом смысле является бездренажный метод, при котором миниатюрные преобразователи давления крепятся заподлицо с поверхностью, обтекаемой потоком (стенкой канала, лопаткой компрессора и т.д.). Из-
70
вестны преобразователи, имеющие высоту 1,6 мм и диаметр мембраны 5 мм. Используются также системы с приемниками давления и волноводами (Z ~ 100 мм) (метод вынесенных приемников давления), в которых для улучшения динамических характеристик используются корректирующие акустические и электрические звенья.
Рис. 2.6. Схема преобразователя давления “Сапфир-22 ДД” (диапазон измерений не более 0,4 МПа):
1	— электронный блок;
2	— мембрана; 3 — рычаг;
4 — тяга; 5 — блок диафрагм
При большом числе точек измерения в измерительных системах могут применяться специальные быстродействующие пневмокоммутаторы, которые обеспечивают поочередное подключение к одному преобразователю нескольких десятков точек измерения.
Для обеспечения высокой точности необходимо в рабочих условиях периодически контролировать средства измерения давления с помощью автоматических задатчиков.
Измерение температур. Для измерения температур применяются разнообразные средства измерении. Термоэлектрический термометр (термопара) представляет собой два проводника из различных материалов, соединенные (сваренные или спаянные) между собой концами (спаи). Если температуры спаев будут различны, то в цепи потечет ток под действием термо-ЭДС, значение которой зависит от материала проводников и от температур спаев. При измерениях, как правило, один из спаев термостатируется
71
Рис. 2.7. Схема термоэлектрического термометра (термопары): 1 — термоэлектроды; 2 — удлинительные провода;
3 — соединительные провода;
У к — указатель
(для этого применяется тающий лед). Тогда ЭДС термопары будет однозначно связана с температурой “горячего” спая.
В термоэлектрический контур можно включить разнородные проводники. При этом результирующая ЭДС не изменится, если все места соединений будут находиться при одинаковой температуре. На этом свойстве основано применение так называемых удлинительных проводов (рис. 2.7), которые присоединяются к термоэлектродам ограниченной длины, и таким образом достигается экономия дорогостоящих материалов. При этом необходимо обеспечить равенство температур в местах присоединения удлинительных проводов (Т ) и термоэлектрическую идентичность их основной термопаре в диапазоне возможного изменения температур Т и Tq (обычно не более 0...200С). При практическом использовании термопар возможны случаи, когда температура Tq отлична от (ГС. Тогда для учета этого обстоятельства ЭДС термопары следует определить как Е = Еизм + ДЕ(Т0) и по градуировоч
ной зависимости найти значение температуры. Здесь — изме-ренное значение ЭДС; Д£(Т0) — значение ЭДС, соответствующее величине TQ и определенное по градуировочной зависимости. Градуировочные зависимости для термопар получают при температуре “холодных” спаев равной О С. Эти зависимости несколько отличаются от линейных. В качестве примера на рис. 2.8 приведена градуировочная зависимость для термопары платинородий — платина. Некоторые характеристики наиболее распространенных термопар даны в табл. 2.1.
На практике наиболее распространены термопары с диаметром электродов 0,2...0,5 мм. Электроизоляция электродов достигается путем обмотки их асбестовой или кремнеземной нитью с последую
72
щей пропиткой термостойким лаком, помещением термоэлектродов в керамические трубки или нанизыванием на них кусочков этих трубок (“бусы”)- Получили распространение термопары кабельного типа, представляющие собой два термоэлектрода, помещенные в тонкостенную оболочку, изготовленную из жаропрочной стали. Для изоляции термоэлектродов внутренняя полость оболочки набивается порошком MgO или А12О3 . Наружный диаметр оболочки — 0,5...6 мм.
Для правильного измерения температуры конструктивных элементов термопары должны заделываться таким образом, чтобы горячий спай и
термоэлектроды вблизи него не выступали над поверхностью и чтобы условия теплоотдачи от термометрируемой поверхности не нарушались из-за установки термопары. Для уменьшения погрешности измерений вследствие оттока (или притока) тепла от горячего спая по термоэлектродам за счет теплопроводности термоэлектроды на некотором расстоянии вблизи спая (7...10 мм) должны прокладываться примерно по изотермам. Схема заделки
Рис. 2.8. Градуировочная зависимость для термопары платинородий — платина (сплошная линия) и линейная зависимость (штриховая)
Таблица 2.1
Материал термоэлектродов, обозначение новое (старое)	Предел измерения при длительном применении, С	Максимальная температура при кратковременной работе, С	Средняя чувствительность, мВ/К
К Хромель — копель (ХК)	-50...+600	800	0,089
1 Хромель — алюмель К (ХА)	-200...+1100	1300	0,041
1 Платинородий (10 %) — платина S (ПП)	0...+1200	1600	0,0112
Платинородий (30 %) — платинородий (6 %), В (ПР)	+300...+1600	1800	0,0101 |
73
термопары, удовлетворяющей указанным требованиям, приведена на рис. 2.9. В детали выполнена канавка глубиной 0,7 мм, в которую укладываются спай и прилегающие к нему термоэлектроды; спай приваривается к поверхности контактной сваркой; канавка закрывается фольгой толщиной 0,2...0,3 мм.
А—А
121о]

Рис. 2.9. Схема заделки термопары при измерении температуры элементов камер сгорания
в-в
Вывод термоэлектродов из внутренних полостей двигателя или его узлов осуществляется через штуцеры. При этом необходимо следить за тем, чтобы термоэлектроды не слишком сильно нарушали структуру течения и не повреждалась их изоляция из-за трения друг о друга и об острые кромки конструкции.
При измерении температур вращающихся элементов показания термопар выводятся с помощью щеточных или ртутных токосъемников. Разрабатываются также бесконтактные токосъемники.
Схемы термопар, применяемых для измерения температуры потока газа, приведены на рис. 2.10.'Горячий спай 1 представляет собой сферу диаметром (термоэлектроды могут также свариваться встык); термоэлектроды 2 вблизи спая закрепляются в изолирующей двухканальной керамической трубке 3, а затем выводятся из корпуса 4. На рисунке корпус 4 показан водоохлаждаемым (охлаждение необходимо при измерениях температур, превы-
тающих 1300... 1500 К); подвод и отвод охлаждающей воды осуществляются через штуцеры 5.
Рис. 2.10. Схемы термопар для измерения температуры газа: а — термопара с открытым спаем; б, в — экранированные термопары; г — двухспайная термопара:
1 — спай; 2 — термоэлектроды; 3 — керамическая трубка;
4 — корпус; 5 — штуцеры для подвода и отвода воды
При измерении высоких температур газа возникают методические погрешности, обусловленные отводом тепла от спая вследствие теплопроводности по термоэлектродам к корпусу термопары и излучением в окружающую среду. Потери тепла из-за теплопроводности практически полностью можно устранить,, обеспечив вылет изолирующей трубки Z, равный 3...5 ее диаметрам.
Для уменьшения отвода тепла излучением применяется экранирование термопар (рис. 2.10,#,в). Этим обеспечивается также защита спая от повреждений, а торможение потока внутри экрана способствует повышению коэффициента восстановления температуры при измерениях в высокоскоростных потоках.
Разработан также метод определения температуры газа по показаниям двух термопар, имеющих термоэлектроды различного диаметра (рис. 2.10,г), позволяющий учесть отвод тепла излучением.
От конструктивного выполнения зависит инерционность термопар. Так, постоянная времени изменяется от 1...2 с для термопар с открытым спаем, до 3...5 с — для экранированных термопар.
75
При исследовании полей температур (например, за турбиной, камерой сгорания и т.д.) применяются гребенки термопар, причем в ряде случаев они устанавливаются во вращающихся турелях, что позволяет достаточно подробно определять распределение температур во всем поперечном сечении.
Действие термометра сопротивления основано на изменении сопротивления проводника при изменении температуры. В качестве электросопротивления применяется проволока диаметром 0,05...0,1 мм, выполненная из меди (t = -50...+150С), никеля (£ = -50...200 С) или платины (t = -200...500 С).
Проволока наматывается на каркас и помещается в чехол. Термометры сопротивления обладают высокой точностью и надежностью, однако характеризуются большой инерционностью и не пригодны для измерения локальных температур. Применяются для измерений температуры воздуха на входе в двигатель, температур топлив, масел и т.д.
В жидкостных термометрах используется свойство теплового расширения жидкости. В качестве рабочих жидкостей применяются ртуть (t - -30...+700 С), спирт (i = -100...+75 С) и др. Жидкостные термометры используются при измерениях температуры жидких и газообразных сред в лабораторных условиях, а также при градуировке других приборов.
Оптические методы измерения температуры основаны на закономерностях теплового излучения нагретых тел. На практике могут быть реализованы три типа пирометров: яркостные, работа которых основана на изменении теплового излучения тела с температурой при некоторой фиксированной длине волн; цветовые, использующие изменение с температурой распределения энергии в пределах некоторого участка спектра излучения; радиационные, основанные на зависимости от температуры общего количества излучаемой телом энергии.
При испытаниях двигателей для измерений температур элементов конструкции нашли применение яркостные пирометры, созданные на базе фотоэлектрических приемников лучистой энергии. Схема установки пирометра при термомстрировании лопаток турбины на работающем двигателе представлена на рис. 2.11. С помощью линзы 2 “поле зрения” первичного преобразователя ограничено небольшим (5...6 мм) участком. Пирометр “осматривает” кромку и часть спинки каждой лопатки. Защитное стекло 1, выполненное из сапфира, предохраняет линзу от загрязнения и пере
76
грева. Сигнал по световоду 3 передается к фотодетектору. Благодаря малой инерционности пирометр позволяет контролировать температуру каждой лопатки.
Рис. 2.11. Схема установки пирометра на двигателе (а) (1 — подвод обдувочного воздуха; 2 — первичный преобразователь) и схема первичного преобразователя (б) (1 — защитное стекло; 2 — линза; 3 — световод)
Для измерения температур конструктивных элементов двигателя могут применяться цветовые индикаторы температуры (термокраски или термолаки) — сложные вещества, которые при достижении определенной температуры (температура перехода) резко изменяют свой цвет из-за химического взаимодействия компонентов или происходящих в них фазовых переходов.
Термокраски и термолаки, будучи нанесенными на твердую поверхность, после высыхания затвердевают и образуют тонкую пленку, которая способна изменять цвет при температуре перехода. Например, термокраска ТП-560 белого цвета при достижении t = 560°С становится бесцветной.
С помощью термоиндикаторов можно обнаружить зоны перегрева в элементах двигателя, в том числе и в труднодоступных местах. Трудоемкость измерений невелика, однако их применение ограничено, так как не всегда можно установить, на каком режиме была достигнута максимальная температура. Кроме того, окраска термоиндикатора зависит от времени воздействия температуры. Поэтому термоиндикаторы, как правило, не могут заменить других методов измерений (например, с помощью термопар), но позволяют получить дополнительную информацию о тепловом состоянии исследуемого объекта.
77
Измерение скорости потока. В практике достаточно широкое распространение получили газодинамические методы измерения осредненных по времени скоростей потока, характерные тем, что по результатам измерения значений температуры потока, его полного и статического давлений рассчитывается значение скорости. Для измерения быстро изменяющихся во времени скоростей и исследования турбулентных характеристик потоков применяются термоанемометры с нагретой нитью (рис. 2.12).
Нить термоанемометра представляет собой тепловой преобра
зователь, ее температура определяется соотношением между количествами теплоты, выделяющейся при прохождении электрического тока и отводящейся газом
Рис. 2.12. Схема первичного преобразователя термоанемометра: 1 — нить;
2 — несущие стерженьки;
3 — державка;
4 — электрические выводы
вследствие конвективной теплоотдачи. При изменении температуры нити будет изменяться ее электрическое сопротивление, являющееся выходным сигналом данного преобразователя. Поскольку коэффициент теплоотдачи зависит от скорости потока, то при постоянной силе тока температура нити будет функцией скорости, а при постоянной температуре нити такой функцией будет потребное значение силы тока (или напряжения).
Нить выполняется из проволо
ки (платина, вольфрам) диаметром 5...20 мкм и имеет длину 2...10 мм. При измерениях ее температура составляет 200...600С.
Благодаря малой тепловой инерции нити (постоянная времени порядка 0,6 мс) термоанемометром можно измерять турбулентные пульсации скорости. Поскольку нить термометра в соответствии с
законами теплопередачи воспринимает в основном составляющие пульсаций скорости, лежащие в перпендикулярной нити плоскости, то, устанавливая в потоке нить под разными углами или применяя первичные преобразователи с несколькими нитями, можно с использованием электронной аппаратуры измерять средние квадратические значения пульсаций скорости по координатам, ос-редненные значения произведений пульсационных скоростей, пространственные и временные корреляции и др. Измерения достаточно надежны, если среднее квадратическое значение пульса
78
ций скорости не превышает 0,3 от средней скорости. Однако и в этом случае необходимо применение линеаризаторов для компенсации нелинейности градуировочной характеристики нити.
Для измерения скоростей и характеристик турбулентности потоков применяются также оптические методы, базирующиеся на использовании лазеров — лазерные доплеровские измерительные системы.
В схеме с опорным пучком (гетеродинная схема) луч света от лазера 1 (рис. 2.13) проходит через поток, в который специально вводятся частицы диаметром 1...2 мкм, способные рассеивать свет (например, окись алюминия), а свет, рассеянный частицами, воспринимается фотоприемником 2, расположенным под некоторым углом к исходному лучу. В соответствии с эффектом Доплера воспринимаемое детектором излучение будет иметь частоту v, измененную по отношению к исходной v0 на величину, пропорциональную проекции вектора скорости рассеивающей частицы с на вектор Кс , равный разности волновых векторов1 рассеянной и падающей с Ки волн: v = v0 (1 ± cos <рс/С0), где Со — скорость света. Так как сдвиг частот чрезвычайно мал, то для его измерения рассеянный свет “смешивается” с опорным лучом, который получается путем расщепления исходного луча на полупрозрачном зеркале 3. Системой зеркал и линз опорный луч направля-
Рис. 2.13. Схемы ЛДИС:
а — с опорным пучком; б — дифференциальная: 1 — лазер; 2 — фотоприемннк; 3 — полупрозрачное зеркало; 4 — расщепляющая призма
Волновой вектор направлен по нормали к фазовому фронту волны, его модуль равен 2тс/Х (X — длина волны света).
79
ется на вход в фотоприемник. При смешении двух лучей различной частоты происходит их интерференция. Сигнал фотоприемника будет содержать частоту биений, равную частоте доплеровского сдвига и пропорциональную скорости потока.
В дифференциальной (интерференционной) схеме в точку измерений направляются два лазерных пучка, полученных путем расщепления исходного пучка, которые образуют в области потока при “смешении” интерференционную картину с периодическим пространственным распределением интенсивности освещения (измерительный объем около 1 мм3). Излучение, рассеянное частицей, движущейся в этом поле, также будет иметь переменную интенсивность, частота которой пропорциональна скорости движения частицы.
В системах измерения, как правило, используются газовые лазеры непрерывного действия (аргоновые, гелий-неоновые, углекислотные и др.). Преимущество оптических методов состоит в том, что отпадает необходимость введения в поток зонда, кроме того, эти методы не требуют градуировки и позволяют измерять компоненту скорости в некотором строго выделенном направлении. Измерения возможны в потоках с очень высоким уровнем турбулентности в широком диапазоне изменения скоростей. Нет принципиальных ограничении для использования данного метода при одновременном измерении всех трех компонент скорости.
Измерение расходов жидкостей и газов. Для измерения расходов газа применяются главным образом косвенные методы, базирующиеся на закономерностях газовой динамики. В тех случаях, когда воздух поступает из окружающего пространства (например, при испытаниях двигателей или компрессоров), его расход определяется, как правило, с помощью мерных насадков, устанавливаемых на входе в экспериментальный объект. Входная часть насадка профилируется по лемнискате Бернулли, что обеспечивает равномерное поле скоростей в рабочей части (мерном сечении) насадка. Измеряются значения полного давле-ния р и температуры Т воздуха в окружающей среде и статического давления в мерном сечении рм . Расход воздухгч рассчитывается по формуле
GB = ткр Мвх fox Р <7(\,Х)/ЧТ
80
Здесь /пкр — константа; цвх — коэффициент расхода; FBX — площадь мерного сечения насадка; приведенная плотность тока </(Хвх) определяется по значениям рм и р '.
При неравномерном распределении параметров потока в поперечном сечении канала расход газа может быть рассчитан по ос-редненным по площади значениям полного р'ср и статического рср давлений и температуры T.L , которые определяются по измерен-ным с помощью гребенок термопар и давлений полям этих параметров — р;, р, , Т: (например, ррп = У р] &F-/F, где F — площадь i
поперечного сечения канала; /\F- — элементарная площадка). При измерениях в трубопроводах распространены расходомеры переменного перепада давлений, в основе которых лежит измерение перепада давлений Др на местном сужении канала. Стандартизованы размеры, конструкция и способы установки таких сужающих устройств, как нормальные диафрагмы, сопла и трубы Вентури (рис. 2.14).
Рис. 2.14. Схемы расходомеров переменного перепада давлений: а — диафрагма; б — сопло; в — труба Вентури
Наиболее простую конструкцию имеют диафрагмы, однако они уступают соплам и трубам Вентури по точности и характеризуются повышенными потерями полного давления. Получили распространение и так называемые сопловые решетки, представляющие собой набор параллельно работающих сопл, устанавливаемых в перегородке канала (рис. 2.15). Сопла профилируются по специальному закону и в основном работают при сверхкритических перепадах давлений, благодаря чему обеспечивается весьма высокая точность измерений (±0,5... 0,7 %). Сопловые решетки применяются в широком диапазоне расходов (при малых расходах
81
часть сопл заглушается), мало чувствительны к неравномерности
поля скоростей в потоке, не требуют много места для размещения.
Рис. 2.15. Схема сопловой решетки:
1 — заглушки; 2 — мерные сопла; 3 — выравнивающая решетка
Для измерения расходов жидкостей (в особенности для целей градуировки) применяются объемные и массовые расходомеры, действие которых основано на измерении времени протекания через систему определенного объема или массы жидкости.
Широко распространены турбинные расходомеры. Например, расходомер типа ТДР-10 (рис. 2.16) представляет собой участок трубопровода с чувствительным элементом — винтовой гидрометрической
турбинкой 2, которая приводится во вращение протекающей жид-
костью. Частота вращения турбинки посредством магнитоиндукционного генератора 1 преобразуется в электрический сигнал
переменного тока, частота которого пропорциональна измеряемо-
му расходу.
Рис. 2.16. Схема турбинного расходомера:
1 — магнитоиндукционный генератор; 2 — гидрометрическая турбинка; 3 — корпус
82
В связи с наличием сил сопротивления надежные измерения возможны начиная с некоторой величины объемного расхода жидкости.
Расходомеры выпускаются нескольких типов для различных расходов и условий применения. Так, расходомер ТДР-10 имеет диапазон измерений 0,12...0,6 л/с, частота выходного сигнала на верхнем пределе измерения 500 ± 50 Гц. Турбинные расходомеры обеспечивают высокую точность измерения (приведенная погрешность ± 0,5%) и малоинерционны.
Измерение усилий и крутящих моментов. В зависимости от способа уравновешивания измеряемого усилия силоизмерительные устройства подразделяются на ряд групп.
В механических силоизмерительных устройствах с рычажным редуктором измеряемое усилие уравновешивается с помощью механических весов (весовая головка, рейтерные весы).
Распространены силоизмерительные устройства с упругим чувствительным элементом, деформация которого преобразуется в электрический сигнал с помощью тензорезисторных, емкостных, индуктивных, струнных и других первичных преобразователей. Упругие чувствительные элементы могут выполняться в виде сплошных стержней (усилия свыше 10 кН), полых тонкостенных стержней и колец (1...10 кН), различного типа пружин.
Например, в практике испытаний находят применение вибрационно-частотные преобразователи силы, предназначенные для измерения статических и медленно изменяющихся усилий сжатия. Преобразователи выпускаются нескольких типоразмеров, различающихся верхними пределами измеряемых усилий Р (от 1 до 1000 кН).
Упругие элементы преобразователей на нагрузки свыше 10 кН выполнены в виде бруска 5 (рис. 2.17), внутри которого образована виброперемычка 3. При приложении нагрузки брусок деформируется, в виброперемычке возникают растягивающие напряжения, и частота ее собственных колебаний увеличивается. Для возбуждения колебаний и измерения их частоты служат два электромагнитных преобразователя 4. Один из них является возбудителем колебаний, другой — адаптером, преобразующим механические колебания виброперемычки в электрические. Упругий элемент помещен в корпус 2. Мембрана 1 предназначена для устранения влияния внеосевых сил на упругий элемент преобразователя.
83
р
Рис. 2.17. Схема вибрационно-частотного преобразователя силы: 1 — мембрана; 2 — корпус; 3 — виброперемычка; 4 — электромагнитные преобразователи;
5 — упругий элемент (брусок)
Градуировочная характеристика выходного сигнала у каждого преобразователя индивидуальная. Предел допускаемой основной погрешности в любой точке характеристики в процентах от измеряемого усилия Pt не превышает значения, определяемого по формуле 5 = ± 0,5 + 0,1 (P/Pi - 1). Начальная частота выходного сигнала (при Р-= 0) примерно равна 6000 Гц, диапазон изменения частоты при изменении усилия от нуля до верхнего предела составляет 20...25 %. Напряжение питания — 12 В постоянного тока.
В гидравлических или пневматических силоизмерительных устройствах измеряемое усилие Р уравновешивается давлением на диафрагму 2 рабочей среды, прокачиваемой насосом 1 через цилиндр 3 (рис. 2.18). Для изменения давления в цилиндре предусмотрено дросселирование сливной магистрали с помощью подвижного штока 4, связанного с диафрагмой. Значение усилия рассчитывается по значению давления в цилиндре 3.
Рис. 2.18. Схема гидравлического силоизмерительного устройства:
1 — насос; 2 — диафрагма;
3 — рабочий цилиндр;
4 — дросселирующая игла
Необходимость измерения крутящих моментов возникает при испытаниях турбовинтовых двигателей, а также при автономных испытаниях компрессоров и турбин.
Измерения осуществляются или с помощью балансирных моментоизмерительных систем, или с помощью торсионных моментомеров.
84
В первом случае измеряется сила, приложенная на известном плече для уравновешивания измеряемого крутящего момента, который действует на один из элементов системы (турбину, мультипликатор, редуктор, гидротормоз, электродвигатель). Указанный элемент при этом должен быть установлен таким образом (подвешен, на подшипниках), чтобы обеспечивалась возможность его свободного поворота па некоторый угол в плоскости крутящего момента (балансирный подвес).
Во втором случае измеряются угловая деформация или меха
нические напряжения, возникающие на некотором участке вала,
передающего крутящий момент.
На рис. 2.19 представлена схема торсионного тензорезисторно-го бесконтактного моментомера. Его ротор 1 представляет собой торсионный вал с двумя фланцами. Суженный трубчатый участок вала — упругий элемент, на котором наклеены тензорезисторы 6, соединенные в мост. Статор 3 моментомера установлен на подшипниках 2. Электрическое питание
на мост подается через пару индуктивно связанных катушек 5 и через выпрямитель-стабилизатор, размещенный внутри вала. Напряжение разбаланса моста, возникающее при нагружении вала крутящим моментом, преобразуется в частотно-модулированный сигнал, который через двухполюсный кольцевой конденсатор 4, с воздушным зазором поступает на статор, а затем — в измерительную систему.
Торсионные моментомеры позволяют в ряде случаев обеспечить более высокую точность измерения (0,2...0,3%) по сравнению с балансирными системами (0,5... 1,5%).
Измерение частоты вращения. Частота вращения измеряется тахометрами, в комплект которых входят первичный преобразова
Рис. 2.19. Схема торсионного тензорезисторного моментомера:
1 — ротор; 2 — подшипник; 3 — статор; 4 — обкладка конденсатора; 5 — обмотка трансформатора;
6 — тензорезистор
тель и указатель. Первичный преобразователь представляет собой миниатюрный генератор трехфазного тока 5 (рис. 2.20), который
85
приводит во вращение якорь 4 электродвигателя указателя. Вместе с якорем вращается узел постоянных магнитов 3, из-за него в диске 2 возникают вихревые токи. При их взаимодействии с магнитным полем узла 3 создается крутящий момент, пропорциональный частоте вращения, который преодолевает противодействующий момент спиральной пружины 1 и отклоняет стрелку указателя.
Рис. 2.20. Схема магнитоиндукционного тахометра: 1 — спиральная пружина; 2 — диск (чувствительный элемент); 3 — магнитный узел;
4 — якорь синхронного электродвигателя указателя;
5 — якорь первичного преобразователя тахометра
Информативным сигналом первичного преобразователя может
также являться частота переменного тока, которая измеряется частотомером. Такого типа средства измерений частоты вращения обеспечивают высокую точность — погрешность не более 0,5...0,2%.
На рис. 2.21 представлена схема первичного преобразователя тахометра, в котором выходной сигнал — ЭДС индукции — возникает в обмотке / при каждом прохождении индуктора 3 (“зуба” индукторной шестерни 4) вблизи торца магнитного сердечника 2. Частота генерируемых импульсных сигналов ЭДС при этом пропор
циональна частоте вращения.
Измерение вибраций. Уровень вибраций может характеризо-
Рис. 2.21. Схема частотного первичного преобразователя.
1 — обмотка;
2 — магнитный сердечник;
3 — «зуб»;
4 — индукторная шестерня
ваться амплитудой, частотой, а также средними значениями вибрационной скорости и ускорения. Эти величины взаимосвязаны. Если представить процесс колебаний в виде зависимости от времени смещения элемента поверхности s = то вибрацион-
ная скорость и = ds/dt, а вибрационное ускорение а = d2 s/dt2. Для
измерения вибраций обычно используются первичные преобразователи сейсмического типа (рис. 2.22). Их чувствительным элементом является небольшая инерционная масса 1, прикрепленная упруго к корпусу 2. При вибрациях возникают колебания инерционной массы относительно корпуса, которые преобразуются в электрические сигналы с помощью различных преобразователей (индукционных, пьезоэлектрических, тензометрических и т.д.). Обычно диапазон измерений виброскорости лежит в пределах 10...300 мм/с, виброускорения — 0,5...lOg; частоты — 30...300 Гц; основная погрешность измерений ± 10%.
Рис. 2.22. Схема индукционного вибропреобразователя:
1	— постоянный магнит (инерционная масса);
2	— корпус; 3 — пружина;
4 — катушка
Измерение радиальных зазоров в элементах турбомашин. Проблема определения и поддержания минимальных значений радиальных зазоров в лопаточных машинах является весьма актуальной вследствие повышения степеней сжатия, уменьшения высоты проточной части и возрастания потерь в зазорах.
Существует большое количество методов измерения радиальных зазоров. Простейшими являются метод срабатываемых (срезаемых) штифтов и метод подводимых щупов (щуп подводится до появления электрического контакта между ним и вращающимся элементом турбомашины). Эти методы позволяют измерить зазор только по самой длинной лопатке.
Действие емкостных, индуктивных и индукционных преобразователей основано на изменении характеристик электрической цепи при прохождении вблизи их вращающихся элементов. Они в принципе позволяют измерить зазоры по каждой лопатке, однако чувствительны к внешним условиям, таким, как температура и свойства газа, форма лопаток, индивидуальные особенности преобразователей.
От указанных недостатков свободны оптические преобразователи, действие которых основано на изменении параметров светового луча при прохождении лопатки. В качестве источников света используются лазеры, свет подводится к месту измерений с помощью световодов. Однако оптические системы громоздки и сложны, что затрудняет их эксплуатацию.
87
ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
1.	Дайте определение принципу и методу измерений.
2.	Чем различаются прямые и косвенные измерения?
3.	Дайте характеристику основным средствам измерений.
4.	Основные метрологические характеристики средств измерений.
5.	Как подразделяются погрешности измерений по характеру проявления?
6.	На какие группы можно подразделить систематические погрешности?
7.	Доверительный интервал и доверительная вероятность.
8.	Как вычисляются оценки математического ожидания и дисперсии измеряемой величины по результатам повторных наблюдений?
9.	Как рассчитывается погрешность косвенного измерения?
10.	Чем различаются приемники полного и статического давлений?
11.	Какие средства применяются для измерений температур?
12.	Какие методические погрешности могут иметь место при измерениях температур газовых потоков термопарами? Как их уменьшить?
13.	На каких принципах основаны газодинамические методы измерения скоростей потока?
14.	На каких физических явлениях базируется работа лазерных доплеровских измерительных систем?
15.	Охарактеризуйте методы измерения расходов газов и жидкостей.
16.	Как можно измерять усилия и крутящие моменты?
17.	Какие первичные преобразователи используются для измерения вибраций?
18.	На каких принципах основано действие резистивных, пьезокристаллических, емкостных, электромагнитных преобразователей?
19.	В чем состоят преимущества и недостатки частотных преобразователей?
20.	Как работают фотоэлектрические преобразователи?
88
Глава 3. ПЛАНИРОВАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТА
3.1. ОСНОВНЫЕ понятия
Планирование экспериментальных исследований с такими сложными техническими системами, какими являются современный двигатель и его элементы, не всегда целесообразно на уровне, обобщающем предыдущий инженерный опыт и соображения “здравого смысла”.
В настоящее время широко развита и интенсивно применяется математическая теория планирования эксперимента (ТПЭ), основанная на теории вероятностей и математической статистике. В этой теории под экспериментом понимается система операций, воздействий, наблюдений, направленных на получение информации об исследуемом объекте. Эксперимент состоит из определенного количества опытов, каждый из которых воспроизводит ис-
следуемое явление в определенных условиях проведения эксперимента, причем обеспечивается возможность регистрации получаемых результатов. Объектами исследования в теории эксперимента является объем и порядок осуществления опытов, в которых измерения подвержены случайным ошибкам и, следовательно, явля-
ются случайными величинами. Совокупность данных, определяющих число и порядок реализации опытов, называется план ом эксперимсн т а.
На рис. 3.1 изображен объект исследования в ви.де
*1—*	„Черный ящик11		
——*		: * —'—Уп
Рис. 3.1. Модель исследуемого объекта
“черного ящика”. Стрелки слева обозначают воздействующие на объект величины, называемые факторами. Более строго фактор
— это переменная величина, по предположению влияющая на ре
зультаты эксперимента.
89
Стрелки справа обозначают численные характеристики функционирования исследуемого объекта. Эти характеристики называются откликами, они являются наблюдаемыми случайными переменными, по предположению зависящими от факторов.
Например, при испытаниях двигателя факторами могут быть: положение РУД, температура и давление воздуха на входе, а откликами — сила тяги двигателя, расход топлива, температура газа за турбиной и т. д.
Эксперимент заключается в том, чтобы, задавая различные значения (уровни) факторам, переводить исследуемый объект из одного состояния в другое и по изменению откликов установить закономерности его работы в виде количественных характеристик.
При подготовке к планированию эксперимента необходимо изучить имеющуюся информацию об экспериментальном объекте (априорная информация). На основании этой информации должны быть определены общие условия проведения предстоящего эксперимента. В частности, должны быть выбраны факторы, влияние которых на экспериментальный объект будет исследоваться, и определены пределы возможного изменения их значений (сформулированы гипотезы о факторах системы и области их определения).
Независимо от того, что представляют собой факторы как физические величины, они должны удовлетворять определенным требованиям, которые необходимы для качественного проведения эксперимента. 1) Факторы должны быть управляемыми, т. е. экспериментатор должен иметь возможность устанавливать (и поддерживать в течение всего опыта) уровень (значение) каждого фактора. 2) Факторы должны быть независимыми, т. е. каждый фактор не должен быть функцией других факторов. 3) Точность и надежность измерения факторов должны быть возможно более высокими, а все их комбинации должны быть осуществимы и безопасны.
Пространство, координатные оси которого соответствуют значениям факторов, называется факторным пространством. Область факторного пространства, где могут размещаться точки, отвечающие условиям опытов, является областью экспериментирования. Для ее определения необходимо выбрать максимальные и минимальные натуральные (размерные) значения каждого фактора. Разность между ними называется размахом варьирования фак тора. Область экспериментирования не всегда охватывает всю
90
возможную область определения факторов. Выбор ее зависит от задачи исследования, достижимой точности фиксирования факторов, требуемой точности определения откликов и т.д. Для упрощения записи условий эксперимента и обработки его результатов производится нормализация факторов, т. е. преобразование натуральных значений факторов xt в безразмерные %- с помощью выражения
где х-0 = (x/max +	— основной уровень фактора}
J) = (*jmax -	— интервал варьирования фактора.
Для корректной обработки и правильного анализа эксперимента отклики также должны удовлетворять определенным требованиям. Отклики должны быть количественными, т.е. выражаться числами. Если нет способа количественного измерения результата исследования (или если он очень сложен или неточен), то пользуются приемом, называемым ранжированием (ранговым, подходом). Ранг — субъективная количественная оценка результата эксперимента по заранее выбранной шкале: двухбалльной, пятибалльной и т.д. Заданному набору значений факторов должно соответствовать одно значение отклика с точностью до погрешности эксперимента (доверительного интервала) и с известным коэффициентом надежности (доверительной вероятностью).
В теории эксперимента рассматривается так называемый многофакторный эксперимент. В этом эксперименте от опыта к опыту по определенным правилам одновременно изменяются все факторы (или большинство их), причем после обработки такого эксперимента можно выделить влияние каждого фактора. Показано, что многофакторный эксперимент обладает существенными преимуществами по сравнению с традиционным однофакторным экспериментом, в котором поочередно изменяется каждый фактор при сохранении неизменными остальных. Многофакторный эксперимент по сравнению с однофакторным позволяет сократить количество опытов и повысить точность результата.
Задачи планирования эксперимента можно подразделить на два класса. В задачах первого класса целью является получение экспериментальной (статистической) математической модели объ-
91
екта испытаний. Такие задачи называются задачами идентификации. В них устанавливается соответствие ( идентичность) между свойствами объекта и математической модели.
Целью эксперимента в задачах второго класса является определение условий, обеспечивающих максимум (или минимум в зависимости от физического содержания задачи) некоторой характеристики объекта. Это — задачи оптимизации. Безусловно, если получена достаточно точная математическая модель, то она также может быть использована для целей оптимизации.
Получаемые в результате планирования эксперимента математические модели называются моделями регрессионного анализа или регрессионными моделями, а также уравнениями регрессии. Для их получения используется регрессионный анализ — раздел математической статистики, объединяющий практические методы исследования регрессионной зависимости величин по статистическим данным. Регрессия — зависимость среднего значения какой-либо величины от некоторой другой величины или от нескольких величин.
Модель регрессионного анализа — зависимость отклика от количественных факторов и ошибок наблюдения отклика.
Вообще говоря, структура регрессионной модели может быть выбрана произвольно. Наибольшее распространение получили полиномиальные модели, задаваемые полиномом по факторам.
Число членов полинома зависит от числа факторов и выбранной степени. Например, если при двух факторах решено представить результаты эксперимента в виде полинома второй степени, то уравнение регрессии будет иметь вид
2	2
У = Ьо + blxl+ ь2 х2 + b12 Xj х2 + йц х, + ь22 Х2 .	(3.2)
Уравнение включает свободный член , линейные члены bx Xj и Ь2 х2 , взаимодействие факторов 612 х2 и квадратичные члены 6ц Xj и Ь22 х2 . Поскольку вид уравнения регрессии выбран заранее, то роль эксперимента по существу сводится к получению данных для вычисления неизвестных коэффициентов 60 ,	,
уравнения регрессии, называемых коэффициентами регрессии.
Каждая осуществленная экспериментальная точка (проведенный опыт), т. е. совокупность заданных значений факторов 92
(xl , x2 » •••» хл-) и полученное в результате измерения соответствующее значение отклика у после подстановки, например, в (3.2), дает одно линейное уравнение для определения неизвестных коэффициентов Ь. . Чтобы определить N неизвестных коэф-фициентов уравнения регрессии, необходимо осуществить не менее N опытов, а затем составить и решить систему N линейных уравнений.
В полиномах третьей степени число членов, а следовательно, и число опытов для определения коэффициентов при них резко возрастает. Поэтому в планировании эксперимента полиномы степенью более двух практически не используются из-за резкого увеличения объемов работ по проведению опытов и их обработке.
Для определения коэффициентов регрессии используется метод наименьших квадратов. Согласно этому методу коэффициенты уравнения регрессии должны быть определены таким образом, чтобы сумма квадратов разностей значений отклика, определенных экспериментально (у ) и рассчитанных по уравнению регрессии ({/„), была минимальной (и — индекс, обозначающий порядковый номер опыта):
N
V- / Л ч2
>.	(3.3)
и = 1
Рассмотрим, как реализуется этот метод на примере уравнения (3.2). Для сокращения записей и придания более общего смысла получаемым результатам в ТПЭ принято при записи уравнений регрессии вводить так называемый условный фактор следующим образом:
20 ~ 1 ’ 21 = Х1 » г2 = х2 ’ 23 = Х1 Х2 ’ г4 ~ Х1 ’ г5 = х2 '
Тогда уравнение регрессии запишется в виде
У = X Ь1  Z! •	<3-4)
и = 1
В нашем примере п = 5.
Далее предположим, что проведено N опытов (N > 5) при различных значениях и х2 , в которых определено N значений от
93
клика у . Поскольку в каждом опыте известны величины факторов Xj и х2 , то это позволяет вычислить все значения условного фактора 2ia , входящие в уравнение и соответствующие данному опыту. Результаты сведем в табл. 3.1. В этой таблице столбцы z^ и (zr = Xj ; z2 = х2) представляют собой план эксперимента (точнее — матрицу плана эксперимента).
Таблица 3.1
\	L “	\	г0	21	z2	z3	z4	Z5	Уи
	1	Х1	х2	*1 x2	2 X1	x2	
1	1	211	z2l	231	Z41	Z51	У1
1	1	г12	z22	z32	242	z52	У2
—							— —
—							
/?	1	zlk	г2к	z3k	z4k	zbk	Vk
—							
—							— —
N	1	Z\N	ziN	Z3N	Z4N	Z5N	Ум
Сумма (3.3) с учетом (3.4) запишется следующим образом:
Л7	п	2
X Уи-Y bi2iu] ->nnn. (3.5)
U = 1	! = 1 J
В выражении (3.5) неизвестными являются коэффициенты /.’ , и его можно рассматривать как функцию этих коэффициентов. Для нахождения абсолютного минимума такой функции необходимо, чтобы все частные производные ее по коэффициентам bL были равны 0:
.V	п	2
4- Z Ik Z '<	= °  Л = 0; 1; 2	. (3.6)
94
Выполнив дифференцирование и проведя алгебраические преобразования, получим
nN	N
£ bl Z ?iu Zku = X Уи- Zku ; k = 0; 1; 2 ... n (3.7) i ~ 1. и = 1	и — 1
J или
X biCik = ak; fe = 0; 1; 2 ... n ,	'	(3.8)
i = 1
N	N
r«e Clk = X ziu  zku < Uk = X Уи zku  и = 1	и - 1
Значения коэффициентов С-Л и сх/г могут быть вычислены по данным табл. 3.1 путем почленного перемножения и сложения соответствующих столбцов таблицы. Подставив полученные значения Cik и сх/г (3.8), получим систему линейных уравнений для вычисления коэффициентов регрессии :
С00 + &1 ^10 + Ь2 ^20 + ••• + Ьп Сп0 = а0 ;
Ь0 ^01 + Сп + 62 С21 +	+ Ьп ?п1 = а1 ;
(3.9)
^0 С0п + ^1 С1п + ^2 С2л +	+ ^пп = ап *
Чтобы полученная система уравнений имела решение, необходимо, чтобы уравнения были линейно независимы, т. е. ни одно из уравнений не должно получаться в результате алгебраических действий с другими уравнениями. Это обстоятельство должно учитываться при планировании эксперимента.
Важным, но нежелательным свойством коэффициентов b-L , полученных в результате решения системы (3.9), является их взаимозависимость. Это означает, что при попытке как-либо скорректировать значение хотя бы одного коэффициента (например, пренебречь им вследствие малости) необходимо заново определять
95
значения всех остальных коэффициентов. Кроме того, в этом случае искажается информация о роли каждого фактора, что затрудняет анализ результатов эксперимента по полученному уравнению регрессии.
Коэффициенты ft- будут взаимно независимы, если в системе (3.9) будут равны 0 значения С-у при / * /, т.е., если в табл. 3.1 суммы произведений членов любых двух различных столбцов будут равны 0:
N
L гш гК-и = 0 при i * /г. и = 1
Такое свойство табл. 3.1 (матрицы) называется свойством ортогональности столбцов. В этом случае в левой части каждого уравнения системы (3.9) сохранится только член, содержащий коэффициент CLl с повторяющимися индексами, и каждое уравнение будет иметь вид ft- С-- = ex .
Отсюда могут быть определены все коэффициенты по формуле
N
Ziu ' У и
и = 1
(', = С- = -7<---•	(З.Ю)
П	о
и - 1
Полученные в этом случае коэффициенты будут взаимно независимы, так как каждый коэффициент выражается только через результаты опытов у . Расчет коэффициентов можно вести в любом порядке, поскольку значения ранее найденных коэффициентов не входят в правую часть выражения для вычисления следующего коэффициента. При корректировке значения какого-либо коэффициента остальные сохранят неизменную величину.
Как будет показано ниже, во многих грамотно составленных планах экспериментов реализуется условие ортогональности столбцов матрицы плана и тем самым обеспечивается независимость значений коэффициентов уравнения регрессии. Это обстоятельство значительно увеличивает информативность получен-
96
пых данных, так как придает каждому коэффициенту регрессии физическим смысл коэффициента влияния соответствующего фактора.
При проведении экспериментальных исследований в большинстве случаев реализуется так называемый последовательный эксперимент. Этот эксперимент состоит из ряда последовательно выполняемых серий опытов, причем условия проведения каждой последующей серии определяются результатами предыдущих. Под планированием эксперимента подразумевается составление плана каждой отдельной серии опытов. В случае, когда целью исследования является получение математической модели объекта, от серии к серии эта модель может при необходимости усложняться путем включения в анализ результатов опытов новых серий. Применение ТПЭ обеспечивает составление таких планов, чтобы опыты новой серии органически сочетались с уже проведенными. Этим достигается рациональное использование уже полученной информации, что в итоге способствует экономии времени и средств.
Результаты каждой серии опытов подвергаются статистической обработке, конечной целью которой является проверка адекватности полученной математической модели, т. е. проверка соответствия математической модели экспериментальным данным по выбранному критерию с учетом случайных погрешностей, свойственных данному эксперименту.
Начальной операцией в статистическом анализе является оп-о
ределение дисперсии воспроизводимости (или дисперсии от-клика Sy) — величины, количественно характеризующей случайные погрешности эксперимента. Она может определяться по разбросу результатов измерения отклика у - в одной и той же точке плана.
Дисперсия, характеризующая степень рассеяния результатов параллельных (повторных) опытов (т.е. опытов при одном и том же сочетании уровней факторов — одной точки плана) около среднего значения, вычисляется по формуле
т
U ~	1 У III У и I ’
f / V _L	V	/
4 = 1	'
97
и тогда
Сспр = S.V = S2U ,	(3.11)
где i - 1, 2, ..., т — число повторных опытов при u-м сочетании уровней факторов; yuj — результат отдельного опыта; уи = т
= — у уа1 — среднее арифметическое повторных опытов;
i = 1
т - 1 = f — число степеней свободы выборки уи1 , уи2 , ..., уит , равное числу опытов минус единица, ибо одна степень свободы использована для вычисления среднего (числом степеней свободы в планировании эксперимента называется разность между числом опытов и числом коэффициентов (или констант), которые уже вычислены по результатам этих опытов независимо друг от друга).
Если повторные опыты проводятся в каждой точке плана, т.е. в каждой строке матрицы имеется несколько результатов измерений уи1 при тех же значениях х- , то дисперсия всего плана эксперимента получается в результате усреднения дисперсий в каждой строке (точке) плана:
= S $и = 4«Пр-	(3-12)
и ~ 1
Этой формулой можно пользоваться, если число повторных опытов одинаково в каждой строке матрицы. Число степеней свободы дисперсии воспроизводимости f = N(m - 1).
Естественно, что суммируемые дисперсии должны быть однородны, т.е. среди них нет такой, которая бы значительно превышала все остальные. Проверка однородности дисперсий проводится с помощью F-критерия (статистического критерия Фишера).
Две дисперсии значимо отличаются друг от друга (неоднородны — их нельзя суммировать), если
F	>F
гэксп /о2ч ' r(0,05;f f ) ’
(S )	по’ им'
' п/м
98
где — экспериментальное значение F-критерия, равное отно-о Kv *1
шению большей дисперсии к меньшей; F 0 05. / . / ч — табличная 'илг
величина F-критерия (см. приложение 4) при 5%-ном уровне значимости q (обычном в технических задачах); fu6 = f1 — число степеней свободы для числителя, равное числу степеней свободы большей дисперсии; f — f2 — число степеней свободы для знаменателя, равное числу степеней свободы меньшей дисперсии; (/ = (1 - у) . Ю0%.
На практике чаще всего каждая вектор-строка плана экспери
мента реализуется лишь один раз, а дисперсия воспроизводимости
определяется по нескольким повторным опытам в центре плана, т.е. S2 =	. В двигателестроении, где опыты недешевы и орга-
низационно-методически трудоемки, такой подход используется
практически всегда.
Проверка значимости коэффициентов — исключение из полученного уравнения регрессии коэффициентов (и, естественно, соответствующих членов), по абсолютному значению меньших дове
рительного интервала их вычисления (т.е. лежащих в пределах
возможной случайной погрешности), проводится следующим обра-
зом. Определяется сначала дисперсия коэффициента регрессии
2 _ _1_ Q2 N by
так как коэффициент находится по N измерениям. До-
верительный интервал коэффициента
&bj ~ 1 Z(0,05; /р) Sb. ’
(3.13)
где Q5- / ) — табличное значение f-критерия при 5%-ном уровне *	’ У
значимости со степенью свободы / (см. приложение 2), с которой определялось значение S2 ; Sf) =	. Коэффициент b- считается
незначимым, т.е. его следует не учитывать, если
|йу|<Д6у .	(3.14)
При проверке адекватности модели выясняется, насколько хорошо уравнение регрессии описывает экспериментальные данные. Дисперсия адекватности характеризует среднее квадратическое отличие экспериментальных значений отклика от соответствующих значений, вычисленных по уравнению регрессии.
99
Дисперсия адекватности рассчитывается разными способами в зависимости от реализации матрицы планирования. Если опыты в матрице планирования не дублируются, а дисперсия воспроизводимости определяется на основании повторных опытов в нулевой точке или из предварительных экспериментов, то дисперсия адекватности рассчитывается по формуле
2 _
ад f
' ад
(3.15)
и = 1
где уи — значение отклика в tz-й строке матрицы; у — расчетное по уравнению регрессии значение отклика в той же строке матрицы; f - N - (k + I) — число степеней свободы для дисперсии адекватности, равное числу различных опытов, результаты которых используются для расчета коэффициентов регрессии, минус число определяемых коэффициентов; N — число опытов (строк) в матрице планирования; k — число значимых факторов (коэффициентов); I — число значимых коэффициентов для взаимодействий второго и более высоких порядков.
Если т = const и т > 1, то
(3.16)
Если окажется, что N — k + I, т.е. / = 0, проверка невозможна, и план эксперимента называется в этом случае насыщенным. Для выполнения проверки адекватности необходимо провести хотя бы один дополнительный, “сверхплановый” опыт, например, в центре плана. В этом случае план станет избыточным, что позволит проверить адекватность полученной модели.
Модель (полученное уравнение регрессии) адекватна, т.е. хорошо согласуется с изучаемым процессом, объектом, если выполняется неравенство
San
^ЭКСП “ „2 “ F(0,05; /ад ;	>	(3.17)
100
где Sy — дисперсия воспроизводимости с числом степеней свободы; F(0 ()5. г . < х — табличное значение критерия Фишера (см. приложение 4).
Задача идентификации решена, если получено адекватное уравнение регрессии. При неадекватном уравнении исследования необходимо продолжить в следующих возможных направлениях:
а)	перейти к более сложному плану, провести дополнительные опыты в новых точках факторного пространства и получить более сложное уравнение регрессии;
б)	разбить область экспериментирования на две (или более) подобласти и получить в каждой из них математические модели.
Далее рассматриваются наиболее распространенные планы эксперимента.
3.2.	ПЛАНИРОВАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТА В ЗАДАЧАХ ИДЕНТИФИКАЦИИ
Перед составлением конкретного плана эксперимента необходимо выбрать факторы, отклик и вид модели для первой серии опытов.
Особенно внимательно следует оценивать полноту совокупности факторов. Если будут не учтены такие факторы, которые заметно влияют на величину отклика, т.е. изменяют его на тот же порядок, что и выбранные факторы, то все усилия экспериментатора достигнуть цели могут оказаться бесплодными.
Имея в виду, что уменьшение числа факторов даже на единицу может сократить объем эксперимента иногда вдвое, желательно уменьшить число первоначально выбранных факторов переходом к безразмерным (или критериальным) параметрам. Например, вместо скорости и температуры потока в лопаточных и струйных машинах следует использовать числа М или X; вместо расходов воздуха и топлива в камерах сгорания — коэффициент избытка воздуха; вместо давления на входе в объект и на выходе из него можно использовать отношение давлений и др. Значения тяги, расхода воздуха, частоты вращения, приведенные к стандартным атмосферным условиям, позволяют исключить из рассмотрения изменения (во всяком случае небольшие) параметров воздуха па входе в двигатель или в его элементы.
101
При оценке вида модели большую помощь могут оказать результаты похожих прежних экспериментов, представленные в виде графической или аналитической зависимости. По ним сразу видно, можно ли аппроксимировать результаты эксперимента линейным уравнением (и в какой области факторного пространства) или следует сразу ориентироваться на более сложную, например квадратичную, модель; нет ли в зависимостях особенностей, например разрывов или негладкости (резкого изменения хода кривых), чю сразу указывает на целесообразность разбиения факторного пространства на отдельные части. Если нелинейность зависимостей явно выражена, то следует попытаться путем простейших преобразований отклика свести функцию к линейной. Так, гиперболическая зависимость превращается в линейную путем перехода к обратной величине отклика, а степенные зависимости типа у - Ах" х™ xj преобразуются в линейную путем логарифмирования.
Далее необходимо выбрать план эксперимента - число опытов и сочетания значений факторов в них. Если выбрана структура модели, то число опытов должно равняться в простейшем случае числу неизвестных коэффициентов регрессии.
Для выбора сочетания (набора) экспериментальных точек, реализованных в опытах (дающих возможность составить N линейных уравнении), очевидно единственное математическое требование, сводящееся к тому, чтобы уравнения, полученные при подстановке значений у и xi в выбранный полином, были линейно независимыми. А именно: ни одно из уравнений не должно получаться в результате алгебраических действий с другими уравнениями системы. Если это требование нарушается, то определитель системы из N линейных уравнений окажется равным нулю и коэффициенты bt найти не удастся.
С другой стороны, неизбежная случайная погрешность измерения отклика также позволяет указать на неравноценность наборов экспериментальных значений факторов (плана эксперимента).
Теория планирования эксперимента предлагает для любого числа факторов такое размещение точек плана в факторном пространстве, которое позволяет получить наивысшую точность итогового результата, какая только возможна в данном объеме опытов при заданной точности измерений. Подобный план называется максимально информативным.
102
Полный факторный эксперимент 2 . Очевидно, что для получения линейной зависимости отклика от факторов каждому из них надо задать, по крайней мере, два значения. Этим будут определены точки факторного пространства, отвечающие условиям опытов. Учитывая всегда присутствующие погрешности измерений, необходимо стремиться к максимально возможному удалению этих точек одна от другой, так как в противном случае даже небольшие погрешности в эксперименте будут приводить к существенному изменению искомых зависимостей. Поэтому факторы целесообразно варьировать на границе области экспериментирования, т. е. устанавливать их па верхнем или нижнем уровне (x,-niuv или	В этом случае значение каждого фактора в без-
размерном (нормализованном) виде будет равно или +1 , или -1 (см. (3.1)). Если в эксперименте реализуются все возможные сочетания этих симметричных уровней факторов равное число раз, то такой эксперимент называется полным факторным экспериментом типа 2tl (ПФЭ). В этом обозначении показатель степени — число факторов; основание — число уровней, на которых варьируется каждый фактор в эксперименте. Общее число опытов в ПФЭ АГ = 2,г.
Если k - 2, то N = 4. Факторное пространство будет представлять собой плоскость; его координатными осями будут факторы Xj и х2 ; точки, отвечающие условиям опытов, будут располагаться в вершинах квадрата с координатами (1; 1), (1; -1), (-1; 1), (-1; -1). Начало координат будет центром плана. Здесь безразмерные значения каждого фактора равны 0, т. е. их натуральные значения соответствуют основным уровням: = х10 ; х2 = х2о •
В случае трех факторов (k - 3) факторное пространство будет трехмерным. Точки, соответствующие условиям опытов, будут рас-О
полагаться в вершинах куба. План ПФЭ 2 дан в табл. 3.2. Количество опытов в плане N = 8.
Представленная таблица называется матрицей плана 2 . Столбцы матрицы, соответствующие факторам jq , х2 , х3 , показывают, как изменяется значение каждого фактора от опыта к опыту, причем единицы, как правило, не пишутся. В строчках указаны значения факторов в каждом опыте. План должен быть
103
Таблица 3.2
Номер опыта и	xi			Уи
	Х1	х2	*3	
1	-1	-1	-1	Уг
2	+ 1	-1	-1	У2
3	-1	+ 1	-1	УЗ
4	+ 1	+1	-1	У4
5	-1	-1	+1	У~>
G		-1	+1	Уб
7	-1	+ 1	+1	У7
8	+1	+1	+1	Уз
составлен таким образом, чтобы были реализованы все возможные сочетания уровней факторов. Для безошибочного составления плана существует простое правило: уровни факторов (+ и -) чередуются в каждом столбце по степеням двойки. Для одного из них (например, для х1) чередование задается через одну строку (2° = 1), для следующего (х..) — через две строки (21 = 2), для х. — через 4 строки (х2 = 4) и т. д .
Применяется сокращенная запись плана: каждому фактору ставится в соответствие буква латинского алфавита (Xj — а, х2 — Ь, х3 — с). При записи строки плана эти буквы пишутся, если соответствующие им факторы находятся па верхнем уровне; если же все факторы находятся на нижнем уровне, то пишется 1. План, приведенный в табл. 3.2, запишется следующим образом: 1; а; Ь; ab; с; ас; be; abc.
Матрица плана ПФЭ обладает следующими свойствами:
1)	симметричностью относительно центра плана, т. е. сумма элементов столбца каждого фактора равна 0:
N
Хщ ~ Q — 1»2, ...,/i,
и = 1
104
2)	нормированностью, т.е. сумма квадратов элементов каждого столбца равна числу опытов:
__	7
X (Х„) = N- i = 1>2........k>
м = J
3)	ортогональностью столбцов, т. е. сумма построчных произведений любых двух различных столбцов равна 0:
N
X ' xju -0;	1 * j' * L’ j =!»2’ k ’»
и = 1
4)	ротатабельностыо, т. e. точки плана подобраны таким образом, что точность определения отклика по уравнению регрессии одинакова на равных расстояниях от центра плана.
Реализация плана ПФЭ (см. табл. 3.2) позволяет получить уравнение регрессии, которое будет содержать свободный член, линейные члены, три парных взаимодействия и тройное взаимодействие:
у = /?0 + by Ху + Ь2 х2 + Ь2 х3 + Ьл Xj х2 + Ь5 Ху х3 +
7
+ 66 х2 х3 + Ь7 *1 х2 х3 = X bi г> •	(3-18)
1 = 0
где z() = 1, 2у = Ху , г2 = х2 ... и т. д. (см. выше).
Но результатам эксперимента сможет быть построена матрица, содержащая не только значения факторов (план эксперимента), но и величины взаимодействии, входящих в уравнение регрессии (табл. 3.3).
Легко убедиться, что эта матрица обладает теми же свойствами, что и матрица плана эксперимента.
Свойство ортогональности столбцов данной матрицы позволяет использовать для нахождения коэффициентов bt уравнения регрессии формулу (3.10), полученную на основе метода наименьших квадратов, причем все коэффициенты Ь, будут в данном случае независимыми.
В соответствии с указанной формулой коэффициенты b по данным табл. 3.3 будут вычисляться следующим образом:
105
bQ = (f/i + У2 + ^3 + ••• + ^8>/8 ’
bl = (“ !/i + У2~ У-3+ ••• + l/8>/8 ’
b2 = <“ У\~ У2 + УЗ + У4 ~ — + */«)/8 и т’ д-
Таблица 3.3
Номер опыта и	xi								Уи
	х0	*1	х2	Х3	Х1 х2	*1 х3	х2 *3	Х1 Х2 Х3	
1	+	—	—	—	4-	4-	+	—	У1
2	+	4-	—	—	—	—	4-	4-	У2
3	4	—	4-	—	—	4-	—	4-	Уз
4	4-	4-		—	+	—	—	—	У4
5	4-	—	—	4-	4-	—	—	+	Уб
6	4-	4-	—	+	—	4-	—	—	Уб
7	4-	—	4-	4-	—	—	4-	—	У1
8	4-	4-	4	4-	+	4-	4-	4-	Уз
Таким образом, каждый коэффициент уравнения регрессии вычисляется но результатам всех проведенных опытов, что способствует повышению точности определения коэффициентов — снижает случайную погрешность результата при той же погрешности первичных измерений. При статической обработке эксперимента это обстоятельсво выражается в том, что дисперсия коэффициента регрессии существенно меньше, чем дисперсия воспроизоди-
I
мости sj .
Изложенное для ПФЭ 23 легко распространяется на эксперименты при k > 3. Число опытов для k - 4, 5, 6... будет соответственно 16, 32, 64 ... Столько же членов будет в правой части уравнения регрессии, включающего линейные члены, все парные, тройные и прочие взаимодействия, в том числе одно высшее взаимодействие — произведение всех факторов. Коэффициенты уравнения регрессии будут определяться формулой (3.10).
106
Поясним подробнее, в чем смысл входящих в уравнение регрессии членов с взаимодействиями (произведениями факторов). Обратим внимание прежде всего на то, что несмотря на наличие членов с взаимодействиями зависимость отклика от каждого фактора остается линейной. Так, если в уравнении (3.18) принять факторы х2 и хз Равными 0, то зависимость значений у от будет линейной: у = bQ + х2 .
Если же, например, фактор х2 примет значение 1, то эта зависимость будет иметь вид у = bG + b2 + (b1 + fc>4) Xj .
То есть влияние каждого фактора на у различно в зависимости от того, чему равны другие факторы. В этом заключается смысл взаимодействия факторов.
Отметим следующее свойство ПФЭ. Если попытаться дополнить уравнение регрессии (3.18) членами, содержащими квадраты факторов xi , то в матрицу (табл. 3.3) необходимо ввести столбцы
Однако ясно, что все члены этих столбцов будут равны +1, т. е. они будут совпадать с первым столбцом, где = 1. Это означает, что величина д() включает значение свободного члена и вклады квадратичных членов, т. е. имеет место смешивание указанных выше эффектов.
Подобное обстоятельство обозначают часто следующим образом:
k
i = 1
Здесь [3,- — коэффициенты некоторого “идеального” уравнения регрессии, которое может быть получено (теоретически) при бесконечно большом количестве опытов и содержит бесконечно большое количество членов разной степени.
Дробный факторный эксперимент (ДФЭ). С ростом числа факторов k объем полного факторного эксперимента быстро возрастает и становится трудновыполнимым и дорогим. Возникает задача сокращения числа опытов при сохранении прежнего количества рассматриваемых факторов. Одним из способов такого сокращения является дробный факторный эксперимент, основан
107
ный на том, что во многих случаях наиболее важная информация содержится в линейных членах уравнения регрессии. Взаимодействия часто малы или дают второстепенные сведения, поэтому число опытов для построения уравнения регрессии, содержащего только члены Ь{ х; , можно сократить. * *
ДФЭ составляет часть ПФЭ и часто называется дробной репликой. Количество опытов в ДФЭ N = 2k~p. (Здесь р — количество факторов, приравниваемых к эффектам взаимодействия.) Дело в том, что при построении планов ДФЭ для части факторов (их количество равно k - р, назовем их свободными факторами) план составляется по правилам ПФЭ, а остальные факторы помещаются в столбцы взаимодействий, т. е. приравниваются к ним.
3—1
Рассмотрим построение плана ДФЭ 2	. Примем, что “сво-
бодными” являются факторы и х2 и план для них будет состо-ять из четырех опытов ПФЭ 2 (см. табл. 3.3). Фактор х3 должен быть приравнен к эффекту взаимодействия Xj х2 (помещен в столбец этого взаимодействия): х3 = хх х2 . Соотношение х3 - Xj х2 называется генерирующим соотношением. Полученный таким образом план ДФЭ представлен в табл. 3.4.
Таблица 3.4
Номер опыта и	zi				Уи
	х0		х2	Х3 = хх Х2	
1	+	—	—	4-	У1
2	+	1-	—	—	У2
3	+	—	+	—	Уз
4		+	+	+	У4
Итак, достаточно выполнить всего четыре опыта для оценки
Q влияния трех факторов, т. е. воспользоваться половиной ПФЭ 2 , или, как принято называть в планировании эксперимента, полурепликой 2й 1. Результаты эксперимента по этой полуреплике будут представлены уравнением
10S
у = ьо + bt Xj + b2 X2 + b3 X3 .
Матрица ДФЭ обладает теми же свойствами, что и матрица ПФЭ. Поэтому коэффициенты bj могут быть вычислены по выражению (3.10) и не зависят друг от друга.
Заметим, однако, что коэффициент ДФЭ будет вычисляться точно так же, как коэффициент Ь4 при взаимодействии Xj х2 , в ПФЭ (см. табл. 3.3). Это означает, что коэффициент Ь% отражает и неучитываемое в ДФЭ взаимодействие факторов jq х2 , т. е. имеет место смешивание эффектов: —> р3 + р12 •
Можно показать, что смешанными с взаимодействиями оказываются и два других линейных члена:
^1	0] + 023 ’ ^2	02 + 013 *
Таким образом, из-за сокращения числа опытов снижается точность получаемого уравнения регрессии, что выражается в смешивании линейных эффектов с эффектами взаимодействия.
Итак, дробный факторный эксперимент применяется для описания линейными моделями таких объектов, математическое описание которых не может иметь (или имеет пренебрежимо малые, незначимые) хотя бы некоторых из взаимодействий.
С увеличением числа факторов выбор дробных реплик усложняется, так как сильно увеличивается количество различных взаимодействий, к которым следует приравнивать “несвободные” факторы при составлении планов эксперимента.
5 — 2	5
Так при составлении плана ДФЭ 2	(1/4 реплика от 2 ) воз-
можны 12 вариантов, если, например, х4 приравнивать к парному, а х- — к тройному взаимодействию. Общее правило таково: при введении в планирование нового (“несвободного”) фактора следует приравнять его к взаимодействию, которым можно пренебречь, причем, известно, что чем выше порядок взаимодействия, тем меньше его влияние.
Выбор дробных реплик требует предварительного тщательного анализа. Применяя дробное планирование, необходимо точно знать систему смешивания и четко представлять цену потерянной информации. Для анализа системы смешивания применяется специальная характеристика, называемая определяющим контрастом. Опреде
109
ляющий контраст получается из генерирующего соотношения путем умножения его обеих частей на фактор, стоящий в левой части.
Рассмотрим пример. Допустим, составляется план ДФЭ 24 ” Первые три факторы приняты “свободными”, четвертый приравнен к тройному взаимодействию. Соответствующее генерирующее соотношение имеет вид х4 = Xj х2 х3 .
Умножив обе его части на х4 получим: 1 = Xj х2 х3 х4 (следует о
иметь в виду, что х; =1). Это и есть определяющий контраст. По-другому, определяющий контраст (ОК) — это символическое обозначение столбца, все члены которого равны +1 и который является произведением столбцов реплики. С помощью ОК легко узнать, с каким взаимодействием смешан тот или иной фактор, для чего достаточно умножить на этот фактор обе части ОК. Тогда в левой части полученного соотношения будет стоять исследуемый фактор, а в правой — взаимодействие, с которым он смешан.
Так, с помощью приведенного выше ОК 1 = хг х2 х3 х4 полу-чим, что фактор Xj смешан с взаимодействием х2 х3 х4 (Xj = х2 х3 х4), фактор х2 — с взаимодействием Xj х3 х4 , фактор х3 — с взаимодействием Xj х2 х4 .
Если берутся дробные реплики дробности выше чем 1/2, то необходимо использовать несколько генерирующих соотношений и появится несколько соответствующих им ОК.
Система смешивания при этом сильно усложнится. Для ее анализа используется обобщающий определяющий контраст, который состоит из исходных ОК и их произведения. Чтобы выяснить, с какими взаимодействиями смешан тот или иной линейный эффект, необходимо обе части обобщающего ОК умножить на данный эффект.
Пусть, например, в ДФЭ 2 1 2 используются два генерирующих соотношения х4 = Xj х2 и хГ) = Xj х2 х3 ; соответствующие им ОК 1 = Xj х2 х4 и 1 = Xj х2 х3 х.- ; обобщающий ОК 1 = Xj х2 х4 = = х* х2 х3 х- = х3 х4 х- . Система смешивания для х* = х2 х4 = = х2 х3 хг> = X, х3 х4 х5 . Таким образом, выясняется, что линейный эффект Х| смешан с тремя взаимодействиями (х2 х4 , х2 -гз х5 * *1 хз х4 х~> )» но» поскольку влияние взаимодействия тем 110
меньше, чем больше его порядок, наибольшее внимание следует уделить взаимодействию х2 х4 .
Примеры. Исследование тепловыделения в шариковом подшипнике ГТД. Одним из источников нагрева масла в опорах двигателя является тепловыделение в шариковых подшипниках. Расчет тепловыделения на основании гидродинамической теории смазки достаточно сложен и включает ряд эмпирических коэффициентов, для определения которых необходимы экспериментальные исследования. Ранее было установлено, что при заданной системе подвода масла тепловыделение в шариковом подшипнике зависит от пяти факторов: параметра быстроходности (с?л), осевой (А) и радиальной (/?) нагрузок, циркуляционного расхода масла (Ум) и температуры масла на входе {Т^).
Исследования проводились на специально спроектированной установке. Шариковый подшипник устанавливался на заднюю цапфу необлопаченного ротора компрессора. Масляная полость подшипника уплотнялась торцевыми графитовыми и лабиринтными уплотнениями. Осевая и радиальная нагрузки создавались специальными гидравлическими устройствами. Охлаждение и смазка подшипника и торцевых графитовых уплотнений осуществлялась маслом, подаваемым через 12 форсунок диаметром 1,5 мм. Тепловыделение в подшипнике (отклик) QTp определялось по увеличению теплосодержания масла , прошедшего через подшипниковый узел, с учетом отвода тепла за счет теплопроводности по сопряженным с подшипником деталям, теплообмена стенок с окружающей средой и тепловыделения в контактных уплотнениях. Для этого измерялись значения температуры масла на входе и выходе из подшипника, его расход, температуры элементов подшипникового узла.
Размахи варьирования факторов были выбраны следующими:
Ху = dп = (0,7 ... 1,635) • 104 мм  об/с;
х2 =А = (0,49 ... 2,45) • 104 Н;
х3 = R = (1,18 ... 3,54) 103 Н;
= (0,1 ... 0,18)  10 м3/с ;
х5 = Тм = (326 ... 380) К.
111
Нормализация факторов проводилась по обычным правилам (см. ф-лу (3.1)); максимальным и минимальным величинам факторов соответствовали их безразмерные значения, равные 4-1 и -1. Для сокращения числа опытов был использован ДФЭ 2	. В качестве генерирующих были выбраны соотношения	хз и
х5 = Ху х2 х3 . В табл. 3.5 приведен план эксперимента и полученные в нем значения отклика QTp .
Таблица 3.5
и	*1	х2	*.з	Х4	*5	<гтр, кВт
1	+	+	—	—	—	6,18
2	4	—	+	—	—	4,46
3	—	—	—	+	—	1,46
4	—	+	+	4-	—	1,84
5	—	+	—	—	+	0,998
6	—	—	4-	—	+	0,732
7	ч-	—	—	ч *	ч-	4,84
8	+	1	ч	1	1	7,12
Для определения дисперсии воспроизводимости Sy было проведено пять повторных опытов в центре плана. Получено значение Sy = 0,404 • 105. По результатам эксперимента по формуле (3.10) были определены значения коэффициентов в уравнении регрессии:
Ъо = 3454,8 ; by = 2196 ; b2 = 580,7 ; Ь3 = 84,2 ;
д4 = 361; /;5 = -31,2; 612 = 419; bl3 = 55,7 .
Проверка уровня их значимости по критерию Стьюдента <, = |b,|/S(/>,), (S(b,.) = yls*/(N  m) =70,7) показала, что коэффициенты b3 , Ь- , Ь13 являются незначимыми: /f. < Z = 2,78 (<кр = 2,78
112
соответствует значениям доверительной вероятности у-0,95 и степени свободы f = 7).
Таким образом, было получено уравнение регрессии
у = 3453,8 + 2196х* + 580,7х2 + 361х4 + 419х4 х2 , после преобразования которого к натуральному виду получили расчетную формулу
= - 2642 + 0,3385сМ - 0,047А + 0,9 107	+
+ 0,91 105 dn  А .
Проверка по критерию Фишера показала, что полученная ма-2	2
тематическая модель адекватна: F < 7?	, где F = Sa„/S„ = 2,2 ;
КР	«д у
FKP = 7>7 :	= °>893  1()5 •
Ппанирование эксперимента для получения полинома второй степени. Если известно, что изучаемая характеристика объекта явно нелинейна и не может быть описана полиномом первого порядка, то возникает задача о составлении рационального плана эксперимента, позволяющего получить уравнение регрессии в виде полинома второго порядка. Неадекватность модели в виде полинома первого порядка, установленная по F-критерию, также свидетельствует о необходимости использования полинома более высокой степени. Об этом можно судить по разности |//0 -	|, которая статически значима при существенных квадра-
тичных членах.
В теории планирования эксперимента разработано много различных планов второго порядка, различающихся числом опытов, расположением точек в факторном пространстве, свойствами получаемого уравнения регрессии. Остановимся па композиционных планах, которые образуются дополнением планов первого порядка.
Если добавить к плану для оценки коэффициентов полинома первого порядка (в планировании он называется ядром плана второго порядка) еще несколько опытов в точках, специальным образом расположенных относительно ядра (они называются звездны ми точками) и в центре плана, то можно определить на основе полученного таким образом плангг коэффициенты полинома второго порядка.
ИЗ
На примере трех факторов поясним алгоритм построения ком-
Рис. 3.2. План трехфакторного эксперимента для получения ПОЛИНОМ*! второго порядка
позиционного плана второго порядка (рис. 3.2). Сначала планируются опыты по плану первого по-
О
рядка (ПФЭ типа 2 ) в точках, обозначенных светлыми и зачерненными кружками, и опыты в центре плана.
И, как сказано выше, планируют еще шесть опытов в “звездных” точках (на рис. 3.2 обозначены *) с координатами (± а, 0, 0), (0, ± а, 0),
(0, 0, ± а), расположенных на осях. “Звездные” точки расширяют область эксперимента и дают возможность определить коэффициенты полиномиальной модели второй
степени, если правильно выбрать расстояние а до “звездных” точек. Общее число опытов при реализации композиционного плана второго порядка составляет N = 2k + 2k +	, где —
число повторных опытов в центре плана. Для ядра композиционного плана второго порядка можно использовать и ДФЭ (на рис. 3.2 или только зачерненные кружки, или — незачерненные).
Расстояние а до звездных точек выбирают из условия использования какого-либо критерия оптимальности плана эксперимента. Такими критериями могут быть ортогональность или ротата-бельность плана.
Расчет коэффициентов регрессии и статистический анализ полученного уравнения регрессии проводят на ЭВМ с помощью пакета прикладных программ.
Для построения модели второй степени ротатабельный и ортогональный планы равнозначны. Следует заметить, что ни ортогональные, ни ротатабельные композиционные планы не являются
оптимальными, поскольку при таком планировании нарушается принцип максимального использования факторного пространства. Это видно на рис. 3.2, где при построении плана не используются углы куба (± сс, ± ос, ± ос), т.е. используется не все факторное пространство, отведенное для эксперимента. Поэтому разработаны и
114
другие критерии оптимальности для планов второго порядка, свободные от указанного недостатка.
Пример. Определение высотно скоростных характеристик ТРД на высотном стенде. В этом случае факторами являются высота полета Н, скорость полета (число М) и частота вращения ротора двигателя п. Откликами — сила тяги Р и расход топлива GT .
По характерному виду расчетных высотно-скоростных характеристик испытуемого двигателя предварительно было установлено, что они хорошо описываются полиномами второго порядка со взаимодействиями. Был применен ротатабельный план второго порядка. В табл. 3.6 приведены диапазоны изменения факторов (заданные программой испытаний) и соответствующие им кодированные значения факторов x-t , соответствующие реальному плану.
Таблица 3.6
«	 ... Кодированное значение фактора xi	Высота (И), км ч	Скорость (М) х2	Частота вращения ротора (п), об/мин *3
+1,682	8,5	1,1	11150
4 1	7,08	0,938	10988
0	5,0	0,7	10775
-1	2,92	0,462	10552
-1,682	1,5	0,3	10400
План включает 15 опытов при различных сочетаниях Н, М и п (точнее при соответствующих им значениях температуры Тв и давления рв на входе в двигатель). После реализации опытов и обработки данных были получены два уравнения регрессии:
Р = 1399 - 243,3xj + 57,9х2 + 111,9х3 + 22,5х* х2 - 38х* х3 +
+27,8х2 х3 + - 3,1X1 + 11х2 - 9,Зх2 даН;
115
GT = 1625 -323,3 xr + 190,6x2 + 141x3 - 20,8 хг x2 -
— 41xjl x3 + 33,5x2 x3 + 10,7xj + 23,3x2 кг/ч .
Эти уравнения при проверке по F-критерию оказались адекватными экспериментальным данным и были использованы для построения дроссельных и высотно-скоростных характеристик двигателя. В качестве примера на рис 3.3 приведены две контрольные дроссельные характеристики с нанесенными на них экспериментальными данными. Как видно, соответствие между ними вполне удовлетворительное. Данные, полученные по 15 опытам при использовании теории планирования эксперимента, в случае традиционной методики однофакторного эксперимента потребовали бы снятия дроссельных характеристик по меньшей мере при трех-четырех значениях высоты Н и трех числах М на каждой высоте, т. е. примерно втрое большего количества опытов.
об/мин.
Рис. 3.3. Высотно-скоростные характеристики ТРД, построенные по уравнению регрессии (а), и экспериментальные точки контрольных дроссельных характеристик (б)
Следует отметить, что коэффициенты уравнений регрессии были определены обработкой данных на ЭВМ с использованием общего метода наименьших квадратов. Это было целесообразно не только вследствие того, что ротатабельный план не обладает свойством ортогональности, но и потому, что в точках плана были допущены заметные отклонения от требуемых значений факторов, поскольку в процессе эксперимента трудно точно контролировать величину факторов с учетом градуировки приборов, приведения к стандартным атмосферным условиям и т. д.
116
Анализ характеристик двигателей различных типов показывает, что в ряде случаев, в особенности при сложных законах регулирования, изменение параметров двигателя не может быть описано уравнениями второго порядка. Применение планов третьего или четвертого порядка связано со значительным увеличением числа опытов и не является рациональным. Однако исследования показали, что можно использовать и планы второго порядка, если в качестве отклика использовать отклонения приведенных параметров &/ от некоторой базовой характеристики (например, полученной в условиях Н - 0 и М = 0):
$У ~ (^пр — Уо^^О *	—	> Я’пр) ’
где */Пр — величина, измеренная в точке плана и приведенная по обычным формулам приведения к условию Н = 0 и М = 0;	— ба-
зовое значение при той же величине ппр .
При этом целесообразно в качестве фактора выбирать не физическую, а приведенную ппр частоту вращения.
Соображения подобия режимов оказываются существенными и при оценке других величин, применяемых в качестве факторов. Так, при выборе в качестве факторов высоты и скорости полета в симметричном и ортогональном (относительно Н и М) расположении точек оказываются существенно кореллированными значения рв и Т . Это нарушает одно из важных условий оптимального планирования — независимость факторов. Поэтому в качестве факторов целесообразно выбирать, наряду с приведенной частотой вращения, физические параметры рв и Тв , устанавливаемые при испытаниях на входе в двигатель.
Однако специфика турбореактивного двигателя создает трудности при формировании плана эксперимента, поскольку реальные ограничения режимов работы по яшах , Г* шах , рк тах во многих случаях не позволяют определить параметры двигателя при предельных сочетаниях факторов. Так, невозможно одновременно реализовать требуемые планом максимальные значения Тв и ппр , так как при этом будет превышено допустимое значение физической частоты вращения и температуры газа перед турбиной. Решением вопроса в этом случае может оказаться использование известных из
117
теории эксперимента несимметричных планов (например, насы-щенных почти Д-оптимальных планов [3]).
3.3.	ПЛАНИРОВАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТА
В ЗАДАЧАХ ОПТИМИЗАЦИИ
Целью экспериментальных исследований в ряде случаев может быть нахождение условий оптимального функционирования экспериментального объекта. Например, требуется найти углы установки направляющих аппаратов компрессора, обеспечивающих максимальное значение его КПД на заданном режиме.
В таких случаях далеко не всегда целесообразно получение адекватной математической модели объекта, а оптимум может быть определен в результате рационально составленного плана эксперимента. Рассмотрим основные приемы такого планирования.
Однофакторный эксперимент. Пусть требуется экспериментально определить оптимум (для конкретности максимум) отклика у в двухфакторной задаче. На рис. 3.4 крестиками показано решение этой задачи. Сначала задают значение одного фактора Хд , равного Хд , и выдерживают Хд = const в первой серии опытов, изменяя с выбранным шагом другой фактор х2 до тех пор, пока измеренное значение отклика у не станет меньше предыдущего. Этот опыт обозначен крестиком в квадрате. Тогда значение х2 этого предыдущего шага фиксируют х2 = х2 и дискретно варьируют первым фактором (вторая серия опытов) до тех пор, пока вновь у не станет меньше предыдущего значения. После этого задают Хд = Хд = const, а изменяют второй фактор (третья серия опытов) до получения лучшего значения оптимизируемого параметра. Этот алгоритм повторяют до достижения области оптимума в области £/д .
Если факторов больше двух, то описанный эксперимент требует большого искусства, трудоемкость увеличивается на порядки.
Метод движения по градиенту. Если в окрестности начальной точки А получить математическую модель (а ПФЭ или ДФЭ позволяют это сделать), то она однозначно определяет градиент у (направление наискорейшего роста отклика), по которому, одно-
118
grad у
Рис. 3.4. Сравнение методов однофакторного эксперимента (х) и движения по градиенту (о) (i/j > i/2 >	> f/y)
временно изменяя оба фактора сразу, можно значительно быстрее достичь области оптимума (максимума).
Разберем последовательно этот метод движения по градиенту — крутого восхождения по поверхности отклика, называемый также методо м Бокса—Вильсона.
Первым этапом является планирование экспериментов для решения задачи идентификации в окрестности точки А. Естественно, для вычисления направления градиента лучше использовать уравнение регрессии с минимальным числом членов — линейное, k
т. е. вида у = bL xi . Это требует меньшего числа опытов (мень-i = 1
ше число неизвестных коэффициентов) и дает возможность использовать дробный факторный эксперимент. Чтобы полученное уравнение регрессии было адекватным, а также чтобы оценки коэффициентов при линейных членах не были смешаны с эффектами взаимодействий, необходимо областью эксперимента с центром плана в точке А занять лишь какую-то, достаточно малую, часть факторного пространства. Поэтому интервалы варьирования факторов д- , как правило, составляют 5...10% от области их определения. (На практике иногда направление градиента определяется и по неадекватной линейной модели.)
119
Второй этап — движение по градиенту — рассмотрим на примере двух факторов. В этом случае уравнение регрессии будет иметь вид
y = h(t + b1xl + b2x2.
Известно, что градиент функции есть вектор:
. Эу	Ъу
grad у = --I + j .
1	с)л^2
Частные производные отклика по факторам предоставляют собой составляющие градиента, определяющие направление кратчайшего пути к оптимуму. Оценками этих производных являются коэффициенты уравнения регрессии:
grad у = Ьг Г+ Ь2 
Если приращения (шаги) факторов Дх- , начиная от исходной точи А, изменять пропорционально значениям этих коэффициентов, то будет осуществляться движение в направлении градиента, причем натуральные значения шагов Дх- должны быть пропорциональны произведениям .
Небольшой шаг потребует значительного числа опытов при движении к оптимуму, при большом шаге можно его не обнаружить, уйдя из области оптимума.
Обычно сначала выбирают шаг Дх- по одному из факторов, исходя из удобств изменения в опытах, возможностей контрольноизмерительной аппаратуры, особенностей стендового оборудования и др. Пусть будет выбран шаг Дх3 . Затем определяют кратность выбранного значения по отношению к исходному шагу b1J1:d = Дх. /(b1 Jj) .
После этого рассчитывают шаги по другому фактору, обеспечивающие передвижение в опытах по направлению градиента: Дх2 = db2 J2 • Для облегчения опытов значения шагов можно округлять, что, как упоминалось выше, допустимо в многофакторном планировании.
Наконец, определяют условия опытов для реализации крутого восхождения. Для этого последовательно прибавляют шаги в направлении градиента к условиям в центре плана:
120
х- = X; 4- пДх,- - х- 4- ndb , L IL	L	L	I	L L
где i = 1, 2, ...» k — номер фактора; n = 1, 2, 3, ... — номер шага в направлении градиента (обычно п < 5... 10).
Например,
х14 = x-l 4- 4Д%| =	4- 4db1 J1 ,
Х24 — х^ 4Дх^ — х9 4“ 4db^ J.
Обычно в практике принято крутое восхождение считаеть эффективным, если хотя бы один из реализованных опытов, задаваемых значениями xin даст лучший отклик по сравнению с наилучшим опытом любой предыдущей серии. Когда в одном из реализованных опытов достигнуты оптимальные условия, эксперимент заканчивается.
В том случае, если результат у опыта, задаваемого значениями факторов xin , хуже предыдущего значения уп _ возможны следующие решения. Исследования прекращаются, если значение ур _ j удовлетворяет исследователя. В противном случае: 1) точку хд(п-1) ПРИНЯТЬ -за центр нового плана для получения другого направления градиента и осуществить крутое восхождение по вновь найденному градиенту; 2) уменьшить шаг между точками х.п и хКп - 1) и провести дополнительные эксперименты для определения оптимума.
Если крутое восхождение неэффективно (удаление от области оптимума отклика), то либо план эксперимента расположен в области оптимума, либо есть грубые ошибки при обработке результатов экспериментов. В первой ситуации следует переходить к симплекс-планированию или планам второго порядка, а во второй — естественно искать ошибки. Крутое восхождение может осуществляться многократно, пока не будет достигнута почти стационарная область.
Симплексный метод. При симплекс-планировании условия первой серии опытов задают в точках с координатами, образующими правильный симплекс (он называется исходным симплексом).
121
Правильный симплекс — это множество /г + 1 равноудаленных друг от друга точек, образующих в /г-мерном пространстве выпуклую фигуру. Например, в одномерном пространстве симплекс представляет собой отрезок прямой, в двухмерном — равносторонний треугольник, в трехмерном — тетраэдр и т.д. Грань симплекса содержит k точек /г-мерного симплекса. Например, в двухмерном пространстве гранью является сторона треугольника.
После проведения опытов при значениях факторов, соответствующих вершинам исходного симплекса, сравнивают между собой значения откликов в этих точках и определяют “худшую” точку. Ее зеркально отражают в факторном пространстве относительно противоположной грани. Так получают последующие симплексы, приближающиеся к оптимуму.
Основным достоинством симплекс-планирования является то, что на любой стадии эксперимента просто и однозначно определяется направление перемещения предыдущего симплекса. Это позволяет автоматизировать процесс исследования или управления с целью поиска оптимальных условий работы. Кроме того, важным достоинством этого метода является возможность перехода от /г-мерного симплекса к (/г + 1)-мерному симплексу путем прибавления всего одной точки к ^-мерному симплексу (прибавляя к равностороннему треугольнику одну точку, получают тетраэдр и т.д.), что дает возможность при необходимости ввести в рассмотрение новый фактор, т.е. от k факторов перейти к (/г +• 1) факторам. Допускается некоторое смещение вершин симплекса, нарушение его правильности и невысокая точность измерения отклика, поскольку можно перемещать симплекс, основываясь лишь на качественной информации. Для реализации симплексного метода движения к оптимуму желательна обработка результатов в темпе эксперимента, так как каждый следующий шаг возможен лишь при известных значениях откликов во всех предыдущих точках.
Последовательность операций при симплекс-планировании ясна из рис. 3.5. На рисунке изображено положение линий равного отклика для двух факторов (k = 2). Вершины симплексов соответствуют условиям опытов, а цифры при них — последовательности проведения опытов. Из опытов, задаваемых координатами вершин исходного правильного симплекса (точки 1, 2, 3), выбирают точку с наихудшим откликом (точка 3), которая зеркально отражается относительно противоположной грани симплекса (стороны 1, 2).
122
Таким образом, получается новый симплекс (точки 1, 2, 4), который после получения отклика в зеркально отраженной точке 4 и сравнения его с двумя оставшимися откликами предыдущего симплекса (в точках 1 и 2), в свою очередь , подвергается этой же операции до тех пор, пока не будет достигнута область оптимума. Симплекс как бы поворачивается вокруг граней, с каждым шагом двигаясь в сторону увеличения отклика, т.е. к оптимуму. Таким образом, при перемещении симплекса на каждом шаге требуется реализация лишь одного опыта.
Рис. 3.5. Геометрическая интерпретация симплекс-планирования (У1 > У2 >•-->)
Координаты исходного правильного симплекса или план первой серии опытов (см. рис. 3.5 вершины — точки 1...3) можно выбрать при помощи табл. 3.7, состоящей из k столбцов и (/? + 1) строки, где k — число факторов. Каждая вектор-строка матрицы соответствует условиям проведения одного из (k + 1) опытов исходной серии. Каждый вектор-столбец указывает соответствующие значения факторов в опытах. Отрицательные значения факторов оп-f	I®’5
ределяются по формуле xui = j i/[2(i + 1)] [ , а положительные — .0,5
по формуле хш = । 1 /[2/(i + 1)] | , где i = 1, 2, ..., k — номер фактора. Например, для двух факторов (k - 2) используют два столбца и три верхних строки таблицы, для k = 3 — три столбца и четыре строки и т. д. до /г = 7.
123
Таблица 3.7
Номер опыта	Х1						
	Х1	х2	*3	х4	х5	х6	х7
1	0,5	0,289	0,204	0,158	0,129	0,109	0,0945
2	-0,5	0,289	0,204	0,158	0,129	0,109	0,0945
3	0	-0,578	0,204	0,158	0,129	0,109	0,0945
4	0	0	-0,612	0,158	0,129	0,109	0,0945
5	0	0	0	-0,632	0,129	0,109	0,0945
6	0	0	0	0	-0,645	0,109	0,0945
7	0	0	0	0	0	-0,655	0,0945
8	0	0	0	0	0	0	-0,661
Вершина 3 (х13 - О, х23 = “ 0,578) симплекса, в которой наблюдается минимальный отклик, является отображаемой и определяет координаты вершины 4 (х14 и х14), зеркально отображенной относительно оставшейся грани 1, 2. Координата зеркально отраженной вершины определяется из геометрических соображений по формуле х-н = 2х-с - хд/ , где i - 1, 2, 3, к — число факторов, j - 1, 2, 3, ...» k + 1 — число опытов; х-н — i-я координата искомой (новой) точки; х-г — t-я координата центра грани, относи-тельно которой осуществляется отображение точки с наихудшим результатом; х-у — i-я координата точки (опыта) j, в которой получен наихудший результат. Координата центра грани симплекса, образованной всеми точками его, кроме отображаемой, определя-k
1 V-	„
ется по формуле x/f = — xig J S * J- Приведенные формулы по-g = l
зволяют определить такие координаты вершины 4: х14 = 0, х24 = 1,156. Указанные формулы справедливы и для натуральных значений факторов. Если в двух вершинах симплекса окажется одинаковое минимальное значение отклика, то решение о направлении движения симплекса принимается случайным образом.
124
Если в опытах получаются такие значения отклика, что симплекс начинает вращаться вокруг одной из вершин (т.е. одна и та же точка встречается более чем в (/г + 1)-м последовательных симплексах (см. на рис. 3.5 вращение симплекса вокруг точки 25)), то необходимо повторить опыт, дающий максимальный отклик (на рис. 3.5 опыт 25). Если в повторном эксперименте вновь получится максимальное значение отклика, то, вероятно, данная вершина находится в области экстремума (по крайней мере — локального) и поиск оптимума но описанной стратегии можно прекратить. Альтернативным решением является уменьшение грани симплекса (начиная с опыта № 25) для более точного определения именно этого оптимума или проведение опытов в другой области факторного пространства для поиска другого возможного локального оптимума.
ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
1.	Каким требованиям должны отвечать факторы и отклики системы?
2.	Как выполняется нормализация факторов?
3.	Как определяется область экспериментирования в факторном пространстве?
4.	Чем отличаются экспериментальные (апостериорные) модели от теоретических (априорных) моделей?
5.	В чем смысл метода наименьших квадратов?
6.	Как проводится проверка адекватности модели?
7.	Как составляется план полного факторного эксперимента типа 2/v ?
8.	Чем отличается дробный факторный эксперимент от полного факторного эксперимента?
9.	Что означает понятие “смешивание эффектов”?
10.	Как анализируется система смешивания в ДФЭ?
11.	Когда следует применять планы второго порядка?
12.	Какого вида уравнения регрессии могут быть получены по результатам ПФЭ, ДФЭ и плана второго порядка?
13.	Как реализуется метод движения по градиенту при отыскании оптимума функционирования системы?
14.	Что собой представляет правильный симплекс, и как он используется в симплекс-методе оптимизации?
15.	Преимущества симплекс-метода планирования эксперимента.
125
Глава 4. ИСПЫТАТЕЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
И УСТАНОВКИ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ДВИГАТЕЛЕЙ
4.1.	ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА
ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ СТЕНДОВ
В процессе разработки, экспериментальной доводки, а также при производстве воздушно-реактивных двигателей необходимо проводить большой объем испытаний на различных испытательных стендах. По типу испытуемого объекта их можно подразделить на: стенды для испытаний полноразмерных двигателей; стенды для автономных испытаний узлов (компрессоров, камер сгорания, турбин); стенды для испытаний отдельных элементов, агрегатов и т. д.
В данном разделе рассматриваются стенды для испытаний двигателей, поскольку на таких стендах выполняются основные этапы доводки двигателей, а их устройство и оборудование в значительной степени являются типичными для большинства других испытательных стендов. Характеристика стендов, предназначенных для испытаний отдельных узлов двигателей, дана в гл. 8.
Стенды для испытаний полноразмерных двигателей можно подразделить на две большие группы — стенды открытого типа и высотные стенды.
К открытым стендам относятся как стенды, установленные вне помещений, так и стенды, имеющие всасывающие и выхлопные шахты.
На стендах открытого типа реализуются условия, соответствующие М = 0 и Н = 0. На этих стендах выполняются большие объемы испытаний при опытной доводке двигателя (проверка основных данных двигателя путем снятия дроссельной характеристики, оценка характеристик отдельных элементов, ресурсные ис-126
пытания и др.) и при его серийном производстве (приемосдаточ-ные, периодические, типовые испытания).
На высотных стендах исследуются особенности работы двигателя или силовой установки в условиях полета (определение высотно-скоростных характеристик, проверка надежности запуска в полете, исследование совместной работы входного устройства и двигателя при сверхзвуковых скоростях полета и т.п.). По сравнению с летными испытаниями испытания на высотных стендах позволяют получить более точные и надежные данные благодаря использованию специализированной измерительной аппаратуры, возможности непосредственного измерения тяги и более широкому диапазону изменения параметров, а также требуют меньших затрат.
Испытательные стенды входят в состав испытательных станций или лабораторий. Испытываемые двигатели устанавливаются и испытываются с использованием специального оборудования в испытательных помещениях — боксах. Обслуживающий персонал, измерительная и вычислительная аппаратура размещаются в кабинах наблюдения, измерительных залах и вычислительных центрах. Испытания обеспечиваются системами питания (топливные, масляные, воздушные и другие системы), размещенными в специальных технологических помещениях и частично в испытательных боксах. Источники питания систем объекта и испытательного оборудования электроэнергией различного напряжения, сжатым воздухом и другими различными средами размещаются в специальных энергоцехах. Вычислительные центры, энергоцехи, а также технологические подразделения обслуживают, как правило, несколько стендов.
В состав испытательных станций входят также вспомогательные производственные подразделения (например, химическая лаборатория, лаборатория контроля и испытаний приборов и др.). Часть работ по подготовке двигателей к испытаниям проводится в специальных залах подготовки. На испытательных станциях и стендах имеются также административно-хозяйственные и бытовые помещения.
Каждый испытательный стенд должен удовлетворять определенным требованиям в отношении обеспечения возможности моделирования эксплуатационных условий, режимов работы двигателя, точности и достоверности получаемых результатов.
Точность измерения параметров ГТД стендовыми измерительными системами регламентируется. Ниже приведены допустимые
127
суммарные погрешности измерения параметров двигателя при доверительном вероятности у= 0,95.
Тяга или крутящий момент
Расход топлива
Расход воздуха через двигатель Расход масла
Частота вращения
Давление газов по тракту Температура газов по тракту Давление воздуха на входе Температура на входе в двигатель Давление масла и топлива Температура масла и топлива
0,5% измеряемой величины (ИВ) 0,5 % ИВ
0,7% ИВ
5 % нормированного значения
0,2% верхнего предела измерения (ВП) 0,5 % ВП 1% ВП
50 Па
0,5% ВП
1% ВП
1,5% ВП
На каждый стенд составляется паспорт стенда — формуляр, содержащий основные характеристики аэродинамики стенда, его оборудования и систем. Все характеристики должны проверяться и фиксироваться в паспорте стенда при ремонте, перестройке стенда или переходе на новое изделие, но не реже одного раза в год.
4.2.	ОТКРЫТЫЕ СТЕНДЫ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ДВИГАТЕЛЕЙ
Испытательные боксы. Испытательный бокс является основной частью испытательного стенда и состоит из следующих частей:
а)	входной, через которую к двигателю поступает воздух из атмосферы;
б)	центральной, где устанавливается испытуемый двигатель;
в)	выходной, где происходит охлаждение выхлопных газов и выброс в атмосферу.
Как входная, так и выходная части могут быть расположены горизонтально или вертикально (рис. 4.1). Вертикальное расположение предпочтительнее, так как во всасывающую систему попадает меньше пыли, а выхлопные газы при этой компоновке лучше рассеиваются в атмосфере.
При проектировании проточной части бокса производится аэродинамический расчет, имеющий целью определить его разме-128
a)
В)
Рис. 4.1. Виды взаимного расположения частей испытательных боксов:
а — горизонтальный; б — П-образный; в и г — Г-образные;
1 — всасывающая часть с шумоглушением; 2 — испытуемый двигатель; 3 — эжекторная труба; 4 — выхлопная часть с шумоглушением
ры. При этом должны бытъ выполнены условия, обеспечивающие точность результатов измерений в процессе испытаний. В частности, скорость потока во входных каналах не должна превышать 20 м/с. Скорость потока в боксах вокруг двигателя не должна быть больше 5...8 м/с. Не допускается загромождение проточной части бокса более чем на 10 % площади его поперечного сечения. Потери полного напора во входной части не должны превышать 1330 Па, р* /р = 0,988... 1,02, где р* — полное давление на входе в двигатель; рн — статическое давление окружающего воздуха в плоскости реактивного сопла на расстоянии 0,5 диаметра сопла от его края.
Прочность стен бокса при проектировании должна быть такова, чтобы и при аварии обеспечить безопасность обслуживающего персонала. Рассмотрим устройство типичного бокса.
Воздух поступает из атмосферы через шахту всасывания 1 (рис. 4.1,6). Испытуемый двигатель 2 установлен в рабочей части стенда на платформе силоизмерительного устройства, которая ук
129
реплена на фундаменте, изолированном от пола и стен бокса. Поэтому вибрации непосредственно не передаются на стены здания и не воздействуют на измерительную аппаратуру.
Рабочая часть бокса оснащена подъемно-транспортными устройствами (тали, тельферы, рельсовые дорожки) для монтажа и замены двигателя. Температура выхлопных газов в выхлопной шахте не должна превышать 300...400 С, так как шумоглушащие материалы не выдерживают высоких температур, да и шумоглушение при низкой температуре более эффективно. Поэтому выхлопная система стенда проектируется так, чтобы, используя эжектирующее действие струи газов, вытекающей из реактивного сопла, можно было подмешать к ней достаточное количество атмосферного воздуха. Для этого на некотором удалении от среза сопла двигателя, чтобы не исказить поле давлений на хвостовой части, устанавливается эжекторная труба 3, откуда газы поступают в выхлопную шахту 4. Таким образом, обеспечивается как вентиляция бокса с целью отвода тепла от внешней поверхности двигателя и установленных на ней агрегатов, так и снижение температуры газа в выхлопной шахте. Следует, однако, учитывать, что возникающее при этом движение воздуха в боксе создает внешнее воздействие на двигатель и одновременно появляется импульс потока на входе в двигатель. Оба фактора снижают значение силы, действующей на силоизмеряющее устройство. Поэтому для определения действительной стендовой тяги требуется внесение поправок на “парусность” и на входной импульс, значения которых зависят от уровня скорости и могут достигать 2...3 % измеренной тяги.
Величина поправки определяется экспериментально по результатам измерения тяги и скорости в боксе на одном и том же режиме при различной степени дросселирования выхлопной системы бокса либо путем сравнения данных двигателя на различных стендах.
Относительные значения погрешностей определения тяги возрастают с увеличением степени двухконтурности двигателя (с уменьшением его удельной тяги). Поэтому на стендах, предназначенных для испытаний двигателей с большой степенью двухконтурности, предусматриваются мероприятия, обеспечивающие возможно более равномерное обтекание двигателя внешним потоком во время испытаний и сводящие к минимуму воздействие потока на элементы силоизмерительного устройства. Схема такого стенда приведена на рис. 4.2. Как видно, во входной части эксперимен
130
тального бокса установлены направляющие лопатки 1 и сетки 2, выравнивающие поле скоростей воздуха на входе в бокс. Двигатель крепится к силоизмерительному устройству с помощью пилона, а само устройство 3 углублено в нишу. Монтажные мостки во время испытаний убираются. Продольные размеры входной и выходной частей бокса достаточно велики. Благодаря указанным особенностям конструкции бокса достигается достаточно равномерное распределение скоростей и давлений потока вокруг испытуемого двигателя, что снижает погрешности определения действительной (внутренней) тяги двигателя и облегчает расчет соответствующих поправок (см. гл. 5).
Рис. 4.2. Стенд для испытаний ТРДД:
1 — поворотные лопатки; 2 — выравнивающие сетки;
3 — силоизмерительное устройство; 4 — испытуемый двигатель
На некоторых режимах при испытании ТРДФ и ТРДДФ не удается снизить температуру выхлопных газов до необходимого значения только при помощи подмешивания эжектируемого воздуха. В этом случае в эжекторной трубе устанавливают водяной душ. Выхлопные газы через шахту шумоглушения выбрасываются в атмосферу.
Кабины управления. В кабине управления расположен пульт управления двигателем. На нем установлены рычаг управления двигателем, стоп-кран, тумблеры управления системами, основные приборы контроля эксплуатационных параметров рабочего процесса, уровня вибраций, указатели измерителей тяги, расхода топлива.
На пульте управления располагаются дисплеи ЭВМ, на которых в ходе испытаний наглядно в цифровом или графическом виде появляется информация о параметрах двигателя, результатах измерений и их первичной обработке на ЭВМ. Это позволяет оперативно вносить изменения в режимы работы и настройку дви
131
гателя, устранять возможные ошибки и при необходимости повторять измерения.
Широкое применение получили промышленные телевизионные установки, которые позволяют во время испытаний наблюдать за двигателем и его агрегатами, реактивным соплом и струей выхлопных газов, а при необходимости производить запись изображения на видеомагнитофон.
Силоизмерительные устройства. Тяга является основным параметром двигателя, и поэтому к ее измерению предъявляются очень строгие требования. Измерения осложняется тем, что двигатель имеет значительную массу, что требует массивных систем крепления, способных выдержать тягу двигателя, достигающую нескольких десятков тонн.
При испытаниях возможно возникновение значительных боковых усилий в плоскостях, перпендикулярных оси двигателя и вибрационных нагрузок.
Наибольшее распространение получили тягоизмерительные системы (ТИС) с динамометрической платформой, на которой устанавливается испытуемый двигатель, а усилия от него через эту платформу передаются к первичному преобразователю — силоизмерительному устройству (СИУ), который уравновешивает и измеряет тягу.
Динамометрическая платформа устанавливается на упругих опорах — стальных пластинах, которые могут работать на растяжение (упругие ленты, рис. 4.3) или сжатие (упругие шарниры). Могут использоваться и комбинированные упругие шарниры, работающие на растяжение и сжатие одновременно. Такая конструкция допускает перемещение платформы на расстояние 1...2 мм с минимальным сопротивлением. В СИУ применяются измерительные преобразователи различных типов: механические с рычажным редуктором и механическими весами; механические с упругим чувствительным элементом, воспринимающим усилия и преобразующим их в электрический сигнал с помощью тензорезис-торных, емкостных, индукционных или вибрационно-частотных первичных преобразователей; гидравлические или пневматические месдозы с уравновешиванием измеряемого усилия давлением рабочей среды.
К СИУ предъявляются следующие требования:
1)	погрешность измерения тяги не должна превышать 0,5 % измеряемой величины при доверительной вероятности 0,95 и высокой чувствительности системы;
132
Рис. 4.3. Конструкция силоизмерительного устройства с подвеской динамометрической платформы на упругих опорах:
1 — опорные стойки; 2 — преобразователи усилий;
3 — опора преобразователей усилий;
4 — динамометрическая платформа;
5 — рычаги градуировочных устройств; 6 — упругие ленты
2)	необходимо обеспечить возможность измерения как прямой, так и обратной тяги при реверсировании тяги двигателя;
3)	должна быть обеспечена возможность испытаний двигателей разных тяг;
4)	в процессе испытаний не должны возникать воздействия на двигатель, которых нет в эксплуатации;
5)	влияние системы коммуникации на измеренную тягу должно быть минимальным;
6)	динамометрическая платформа должна иметь приспособления, позволяющие проводить градуировку системы.
Для анализа погрешностей СИУ необходимо оценить погрешности, порождаемые элементами системы. К ним относятся:
а)	погрешности, вносимые регистрирующими приборами. Они связаны с классом точности прибора и диапазоном измерения. Уменьшение погрешности регистрирующего прибора может быть достигнуто путем применения многодиапазонных устройств или приборов с более высокой точностью;
133
б)	погрешности, вносимые маятниковым эффектом и сопротивлением изгибу упругих опор. При отклонении динамометрической платформы возникают осевая составляющая от ее суммарной массы Д(7 = G tg 0, а также силы упругости, вызванные деформацией опор и изгибом коммуникаций. Эти силы могут быть учтены при градуировке СИУ. Желательно, чтобы деформации шлангов и других коммуникаций были бы упругие, т.е. не менялись по времени при продолжительной нагрузке. Поэтому в соединительных участках коммуникаций не следует применять пластичные материалы;
в)	погрешности измерения тяги, связанные с неточностью установки двигателя. Если двигатель установили под углом а к динамометрической платформе, то возникает погрешность
5 = (1 -cosn) Р 100%,
где а — угол отклонения оси двигателя от горизонтального направления. Для уменьшения этой ошибки на динамометрической платформе предусматривается возможность проверки правильности установки двигателя;
г)	ошибки, возникающие в процессе эксплуатации стенда, связанные с непараллельностью установки гибких опор. У однотипных подвесок при перемещении платформы возникают реакции опор, сумма которых дает горизонтальную составляющую силы. Ошибка в измерении тяги будет зависеть от реальных размеров элементов платформы и места установки преобразователей усилий.
Размеры установки должны приниматься такими, чтобы получить 6 - 0,05...0,2 % . Относительная погрешность, связанная с непараллельностью гибких опор, возникает как вследствие неточности сборки, так и в результате термической деформации платформы при изменении температуры.
При наличии больших перепадов температуры воздуха, например при испытании летом и зимой, когда разница температур достигает 50 С, температурная погрешность в величине тяги для стальной платформы может составить до 0,3...0, 4 %. Поэтому в процессе испытаний надо контролировать непараллельность лент и вносить соответствующую поправку в измеренное значение тяги. Для того чтобы избежать при измерении появления систематических погрешностей, СИУ снабжены устройствами для градуировки 134
системы. Такое устройство показано на рис. 4.3. Градуировка производится путем последовательного нагружения рычага 5. При этом создается усилие, имитирующее тягу. По результатам градуировки строятся рабочие графики.
Устройства для измерения крутящего момента. При испытании ТВД, а также при автономных испытаниях компрессоров и турбин основным параметром является крутящий момент на валу.
Распространенным устройством для погашения мощности ТВД и для измерения крутящего момента является гидротормоз. Схема гидротормоза представлена на рис. 4.4. Вал двигателя соединен с ротором гидротормоза, на который насажен диск 2. Для поглощения большей мощности гидротормоза могут иметь несколько дисков. В свою очередь, диск находится в корпусе Л заполненном водой. Момент сил трения диска о воду создает сопротивление вращению вала и передается на корпус гидротормоза. Мощность
двигателя определяется по измеренным .значениям крутящего момента корпуса и частоты вращения вала.
На рис. 4.4,6 приведена нагрузочная характеристика гидротормоза. На ней точка А соответствует максимальному крутящему
Рис. 4.4. Гидротормоз и его нагрузочная характеристика: а — схема гидротормоза; б — типовая нагрузочная характеристика гидротормоза; 1 — корпус; 2 — диск; 3 — патрубок подвода воды;
4 — вал; 5 — муфта; 6 — патрубок отвода воды; Лшеш — Диаметр диска; Г»внутр — уровень воды; N — мощность;
п — частота вращения (<р = Ввнутр /£>внеш)
135
моменту; точка Б соответствует максимальной мощности, которую может поглотить гидротормоз; точка В соответствует максимальной частоте вращения. Линия ОГ характеризует минимальную мощность при минимальном заполнении кожуха водой. Изменяя подачу воды, можно получить любую точку внутри диаграммы ОАБВГ. Гидротормрза надежны при работе и широко применяются при испытаниях. К их недостаткам относится то, что они имеют узкий рабочий диапазон, требуют много воды и имеют сложную систему ее охлаждения, а также неустойчиво работают на малых частотах вращения.
Кроме того, крутящий момент может измеряться при помощи электрических тормозных систем, включающих в себя электрогенератор, превращающий энергию двигателя в электроэнергию. Нагрузка генератора может быть создана реостатом или другим нагрузочным устройством. Реже используются торсионные (или крутильные) динамометры, точность которых ниже, чем у гидротормозов и электрических систем
Устройства для создания возмущений потока на входе в двигатель. Сверхзвуковой воздухозаборник создает в канале перед двигателем неоднородность потока, возникающую из-за неравномерности полей скоростей и давлений и их нестационарнос-ти. Это оказывает заметное влияние на характеристики двигателя: уменьшаются запасы газодинамической устойчивости, увеличивается удельный расход топлива и т.д. Поэтому испытания обычно проводятся с использованием специальных устройств, моделирующих неравномерность и нестационарность потока на входе в двигатель.
Стационарные поля параметров потока характеризуются прежде всего неравномерностью полного давления. Для ее экспериментального определения в канале перед двигателем устанавливается несколько гребенок приемников полного давления. Положение каждого измерения в пространстве определяется координатами — относительным радиусом г = г/г и углом (р (рис. 4.5,а). Для наглядности поля полного давления изображаются линиями постоянных относительных давлений — изобарами (см. рис. 4.5,6). В практике нашли применение различные способы количественной оценки неравномерности поля полного давления. Простым критерием, характеризующим пределы, в которых меняется полное давление перед двигателем, является отношение 136
Рис. 4.5. Распределение скоростей на входе в двигатель: а — установка гребенок полного давления на входе в двигатель;
б — поле полных давлений на входе в двигатель;
• — приемник полного давления;
± — приемник статического давления
* *
Ртах Р min --	*
----------, где pm„v и — соответственно максимальное и ми-Рср
нимальное значения полного давления; — среднее значение ср
полного давления.
Критерии неравномерности поля давления дополняются критериями нестационарности потока, учитывающими изменение значений полного давления по времени.
Одним из простых устройств для создания неравномерных полей полного давления перед двигателем являются перфориро
ванные пластины и сетки, устанавливаемые в поперечном сечении канала или его части. Например, сетка может состоять из нескольких участков, имеющих различную проницаемость и укрепленных на силовой решетке.
Устройство, позволяющее изменять гидравлическое сопро
тивление отдельных участков поперечного сечения канала и тем самым получать поля полных давлений различной конфигурации непосредственно в ходе испытаний, показано па рис. 4.6. Оно включает в себя канал квадратного сечения, в котором установлены жалюзи с поворотными лопатками. Поворот лопаток может производиться либо в одном, либо в двух соседних или противоположных квадрантах. В результате этого получаются окружные зоны неравномерного давления. Для получения радиальной нерав
137
номерности потока непосредственно за упомянутым отсеком располагаются пластины, выдвигаемые в канал в вертикальном и горизонтальном направлениях. Для дополнительного моделирования полей полного давления на входе устройства устанавливаются сетки.
Рис. 4.6. Устройство для создания неравномерных полей полного давления на входе в двигатель: а — жалюзи закрыты; б — жалюзи частично открыты; в — жалюзи полностью открыты:
1 — сетка; 2 — четыре квадранта с жалюзи; 3 — пластины, выдвигаемые в поток
Одномерные колебания потока могут генерироваться дросселем, состоящим из двух рядов лопастей, один из которых неподвижен, а второй вращается с постоянной угловой скоростью. Частота и амплитуда возмущений регулируются степенью загромождения сечения и частотой вращения лопастей.
Для создания в потоке возмущений, в максимальной степени соответствующих реальному воздухозаборнику, применяются струйные генераторы возмущений, в которых неоднородности течения создаются струями повышенного давления. Для этого в поперечном сечении канала устанавливаются несколько сопел, через которые по потоку или против него подается сжатый воздух. Подача воздуха через отдельные сопла может изменяться по различным законам специальными сервоклапанами.
Система может создавать следующие виды'возмущений:
—	одномерные гармонические колебания заданной частоты;
138
—	единичные импульсы давления при различных распределениях их по окружности;
—	детерминированные колебания давления, происходящие со сдвигом по фазе в различных частях поперечного сечения канала;
—	случайные возмущения давления, воспроизводящие пульсации в воздухозаборнике с помощью сигналов, записанных на магнитную ленту.
При неподвижных поршнях регулирующих клапанов можно получить стационарные неравномерные поля полного давления.
Технологические системы испытательных стендов. Топливная система стенда (рис. 4.7) должна обеспечивать:
1)	бесперебойную подачу топлива к испытуемому двигателю;
2)	измерения расхода топлива с точностью до 0,5%;
3)	очистку топлива;
4)	пожарную безопасность на стендах.
Рис. 4.7. Система подачи топлива:
1 — коллектор топливохранилища; 2 — аварийный отсечной кран;
3 — фильтр грубой очистки; 4 — регулятор; 5 — система измерения расхода топлива; 6' — кран управления системой;
7 — фильтр тонкой очистки; 8 — расходомер; 9 — манометр;
10 — обратный клапан; 11 — подогреватель;
12 — кран аварийного слива
Современные испытательные станции имеют централизованную подачу топлива к стендам. Топливохранилище располагается на безопасном расстоянии от стендов и состоит из подземных и надземных топливных баков. Топливохранилище оборудовано насосной станцией для перекачки топлива из железнодорожных со
139
ставов; подкачивающей насосной станцией, подающей топливо в магистрали, связывающие топливохранилище со стендами; магистралью для аварийного слива.
Обычно к стендам от топливохранилища прокладываются несколько магистралей, это дает возможность подавать на стенд одновременно несколько видов топлива. Кроме того, от каждого из стендов прокладывается к топливохранилищу магистраль технического слива для дренажирования и возвращения в топливо-хранилище избытка топлива. Отдельно проложена магистраль аварийного слива топлива со стендов.
Емкость аварийного слива должна быть больше емкости основных систем стенда.
Для обеспечения пожарной безопасности в магистралях устанавливаются отсечные клапаны с электрическим и ручным приводами. В пределах стенда трубопроводы бронируются, для того чтобы исключить возможность их повреждения при аварийном разрушении двигателя.
В топливной системе стенда (рис. 4.7) обычно имеется устройство для измерения расхода топлива, например весовой расходомер, расположенный в области низкого давления и позволяющий измерять осредненные по времени расходы топлива GT . В непосредственной близости от двигателя устанавливается турбинный расходомер, позволяющий измерять мгновенные значения расхода топлива. Кроме того, в нескольких точках топливной системы измеряется давление топлива рт .
Особое внимание уделяется чистоте топлива. В подводящих магистралях устанавливаются фильтры грубой очистки, как правило, сетчатые, для улавливания крупных включений. Непосредственно перед двигателем устанавливаются фильтры тонкой очистки — бумажные или матерчатые, обеспечивающие очистку топлива до размеров включений 5 мкм. Магистрали топливных систем изготавливаются из коррозионно-стойкой стали и окрашиваются в желтый цвет.
В некоторых случаях при испытаниях двигателей сверхзвуковых самолетов необходимо подогреть топливо. Для этого в систему включаются специальные паровые подогреватели или подогреватели других систем. Скорость движения топлива по трубопроводам выбирают из условия малых гидравлических потерь, и она не превышает, как правило, 1...1.5 м/с. В тех случаях, когда давление в камере сгорания больше давления в системе, например в мо
140
мент запуска или включения подачи топлива, существует опасность попадания воздуха в топливную систему. Для предотвращения таких явлений в системе устанавливаюся обратные клапаны.
Масляная система. Масляная система двигателя автономна, и на большинстве режимов двигатель снабжается маслом от своей собственной системы. Но на стендах предусматривается отдельная масляная система, предназначенная для проведения стационарных испытаний двигателя на подогретом или охлажденном масле, а также для консервации двигателя путем нагнетания горячего масла в топливную систему. Она включает в себя масляный бак, насосы подачи и водяные теплообменники, в которых может быть обеспечен подогрев масла до 80'С. В системе имеются фильтры тонкой очистки до 5 мкм, уловители стружки и магнитные пробки. В процессе работы измеряются давление, температура и расход масла. При работе по замкнутому циклу периодически отбираются пробы масла для его анализа.
Электрическая система. Электрическая система включает в себя:
а)	силовую сеть 220 В 50 А для освещения боксов, сигнализации и т.д.;
б)	силовую сеть трехфазного тока, позволяющую обеспечить электроэнергией электроприводы и электродвигатели;
в)	сеть постоянного тока 27 В. Эта система необходима для работы самолетных агрегатов, запуска двигателя и питания системы контроля в процессе испытаний. При запуске сила тока может достигать 200 А;
г)	систему питания электроприборов с частотой 400 Гц.
Система измерения расхода воздуха должна обеспечивать высокую точность. Допускается погрешность измерения не более 0,7% измеряемой величины. Для измерения расхода используются лемнискатные насадки, сопла Вентури, работающие в критическом режиме и имеющие специальную профилировку, которая обеспечивает получение в критическом сечении скорости потока, равной звуковой. Однако такие системы трудно регулируются. Расход воздуха можно изменять подключением разных сопел, если в системе применяется их набор. Использование этого метода затруднительно для измерения расхода на переходных режимах.
На открытых стендах наиболее распространенным является метод, в котором входные насадки спрофилированы по профилю
141
лемнискаты или образованы дугами окружности. В этой системе, кроме измерения полного давления и температуры торможения на входе в этот насадок, требуется измерение статического давления в мерном сечении для определения скорости потока. Профиль насадка обеспечивает плавное безотрывное обтекание входной кромки, поле скоростей во входном сечении становится близким к равномерному; незначительные потери полного давления, обусловлены только трением потока о стенки входного участка коллектора.
4.3.	СТЕНДЫ ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
В ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ УСЛОВИЯХ
При различных скоростях и высотах полета условия на входе и выходе из двигателя сильно отличаются от условий испытания на обычном открытом стенде. Для получения таких условий на открытых стендах создаются большие комплексы на базе специального оборудования. Эти комплексы имеют сложные системы, дорогостоящее оборудование, требуют больших площадей, и их строительство и эксплуатация связаны с огромными капитальными затратами.
В настоящее время наряду с такими комплексами для создания условий, имитирующих полетные, используют серийные авиационные двигатели.
Стенды с частичной имитацией высотно-скоростных условий. При повышенной температуре воздуха на входе двигатели могут испытываться на установках, схемы которых приведены на рис. 4.8. В данном случае воздух подогревается путем подмешивания горячих выхлопных газов в воздушный поток на входе в двигатель. Генератором выхлопных газов может быть сам испытуемый двигатель (см. рис. 4.8,а), специальный двигатель либо камера сгорания (см. рис. 4.8,б,в). Однако надо учесть, что подмешивание выхлопных газов к воздуху на входе в двигатель приводит к изменению физических параметров воздуха, уменьшает содержание в нем кислорода и может влиять на характеристики горения и устойчивости в камерах сгорания испытуемого двигателя. Поэтому предпочтительнее теплообменники, использующие тепло выхлопных газов вспомогательного двигателя или другого источника (рис. 4.9).
142
Рис. 4.8. Схемы установок для испытания двигателя
с подогревом воздуха на входе:
а — подогрев воздуха вследствие подмешивания выхлопных газов испытуемого двигателя; б — подогрев воздуха путем подмешивания выхлопных газов вспомогательного ТРД; в — подогрев воздуха вследствие сгорания топлива в специальной камере сгорания; 1 — насос; 2 — вспомогательный двигатель;
3 — система подсоса воздуха из атмосферы; 4 — эжектор;
5 — перепуск газов в атмосферу; 6 — система подачи горячего воздуха на обогрев внешней поверхности двигателя; 7 — сопло Витошинского; 8 — капот; 9 — испытуемый двигатель;
10 — система подсоса воздуха в камеру разрежения; 11 — камера разрежения; 12 — специальная камера сгорания;
13 — насадок разрежения
Для имитации условий полета на больших скоростях применяются стенды с наддувом воздуха на входе в двигатель. Они проще по устройству и позволяют производить как кратковременные, так и длительные прочностные испытания двигателей. На этих же стендах проводятся специальные испытания двигателей для выявления нарушений масляной системы, локализации разрушения элементов двигателя, обрыва лопаток и т. п., а также циклические испытания двигателей, предназначенные для скоростных самолетов. На этих стендах предусматривается подогрев топлива и масла, используются большие тензометрические станции, обеспечивающие регистрацию напряжений в ряде точек двигателя.
143
Рис. 4.9. Схема установки для испытания двигателя с наддувом и подогревом воздуха на входе:
1 — система подсоса воздуха из атмосферы; 2 — измерение расхода воздуха, засасываемого из атмосферы; 3 — эжектор;
4 — теплообменник; 5 — телескопическое соединение двигателя с воздуховодом; 6 — испытуемый двигатель; 7 — измерение расхода воздуха, отбираемого от вспомогательного двигателя;
8 — вспомогательный двигатель; 9 — регулируемый перепуск горячих газов в атмосферу; 10 — паровой подогреватель топлива
Надо отметить, что характеристики двигателя на этих стендах измеряются с большой погрешностью по следующим причинам:
а)	поле температур на входе неравномерно, а измерения производятся в ограниченном числе точек, поэтому значение T_v изме-о Л.
ряется неточно;
б)	входной импульс трудно оценивать, так как он связан с характеристикой источника подачи воздуха и режимом работы испытуемого двигателя;
в)	внешние силы, действующие на двигатель, в’этих условиях очень трудно оценить.
Поэтому при испытании двигателей на стендах с наддувом, как правило, не измеряют тягу, а ограничиваются ее расчетным значением.
Повышенное давление воздуха на входе в двигатель может быть получено путем подачи на вход воздуха, отбираемого от компрессора вспомогательного двигателя (рис. 4.9). Для увеличения 144
массы наддуваемого воздуха в систему может быть включен эжек тор 3, однако при этом существенно уменьшается значение рвх . Расход воздуха, давление и температура на входе в двигатель регулируются путем перепуска воздуха и изменения режима работы вспомогательного двигателя.
При испытании двигателя на стендах рассматриваемого типа на многих режимах, в частности, при повышенной температуре воздуха на входе, перепад давлений в сопле может быть меньше критического, в отличие от работы в полетных условиях, когда режим истечения сверхкритический. Из теории ВРД известно, что в этом случае будут различаться режимы работы многих элементов двигателя. Для того чтобы на открытых стендах вывести двигатель на режим сверхкритического истечения, понижают давление на выхлопе из двигателя. Понизить давление можно присоединением к соплу камеры разрежения 11; связанной со специальным расширяющимся насадком 13 (см. рис. 4.8,tf,e). Для обеспечения устойчивости работы системы и регулирования перепада давлений в камере разрежения предусмотрен перепуск воздуха 10, Надо отметить, что камера разрежения может применяться для испытания только двигателей с нерегулируемым соплом и без форсажных камер.
Стенды для высотных испытаний в термобарокамерах. Наиболее распространенным типом высотно-скоростных стендов, обеспечивающих достаточно полное воспроизведение полетных условий, являются стенды с термобарокамерами.
При испытаниях на таких стендах обеспечиваются на входе в двигатель параметры воздуха, соответствующие заданным значениям скорости и высоты полета: Т* = Т'п , Р3 = Рп овх (овх — коэффициент восстановления полного давления в воздухозаборнике), а в пространстве вокруг сопла — атмосферное давление .
Термобарокамера (ТБК) представляет собой емкость диаметром до 10 м и длиной до 25 м, способную выдержать большие у перепады давлений (до 10 Па) при значительных температурах (400...500 К). В термобарокамерах применяются тягоизмерительные системы, рассмотренные выше. В стенках ТБК имеются люки и штуцера для введения измерительных приборов, технологических и электрических магистралей и окна для наблюдения за объектом в процессе испытаний. Схема ТБК для испытания изолированного двигателя без самолетного воздухозаборника с присоединенным трубопроводом на входе приведена на рис 4.10,п. Для
145
двигателей с радиальным входом вместо присоединенного трубопровода может быть применена термобарокамера с перегородкой (рис. 4.10,6), которая делит ее на два отсека — компрессорный и сопловой. В настоящее время такая конструкция барокамер применяется редко, так как она обладает недостатками, связанными с трудностью уплотнения стыка между перегородкой и двигателем. При этом возможны нестабильность измерения рабочих параметров, неравномерное распределение рабочих параметров вокруг сопла и ошибки, связанные с воздействием воздуха с повышенными параметрами на измерительное и технологическое оборудование.
Рис. 4.10. Термобарокамера с присоединенным воздуховодом (а) и с разделенной камерой (6)
Внутри ТБК монтируется двигатель, и на входе и выходе создаются условия, близкие к полетным. Воздух в ТБК подводится от воздушно-компрессорных станций (ВКС), а продукты сгорания отсасываются специальными компрессорами-эксгаустерами, бла
146
годаря чему в пространстве вокруг двигателя или сопла создается пониженное давление (рн).
ТБК имеют, как правило, поперечный разъем и оснащены грузоподъемными устройствами для обеспечения монтажных работ. Расход воздуха через барокамеру с присоединенным трубопроводом незначительно (на 10... 15%) превышает расход воздуха через двигатель для обеспечения вентиляции барокамеры при испытаниях.
Испытания в ТБК позволяют решить значительную часть задач доводки двигателя, в частности, достаточно полно исследовать его высотно-скоростные характеристики.
Для испытаний двигателей совместно с входным устройством самолета используются специальные термобарокамеры, в которых перед двигателем устанавливается сопло, обеспечивающее необходимую скорость на входе в воздухозаборник, соответствующую полетной (рис. 4.11).
Рис. 4.11. Термобарокамера для испытаний двигателя с воздухозаборником и частичным обдувом
Поворачивая воздушное сопло относительно двигателя или изменяя положение двигателя относительно сопла, можно имитировать работу двигателя при различных углах атаки набегающего потока или при по лете со скольжением. При таких испытаниях возможна существенная ошибка в оценке внешнего сопротивления двигателя, приводящая к тому, что в этих условиях практически невозможно измерить тягу. Поэтому высотно-скоростные характеристики не исследуются, а испытания проводятся с целью определения параметров газа по тракту двигателя, отработки запуска, проверки пределов устойчивости работы двигателя, работы на режимах авторотации, проверки запасов устойчивости элементов двигателя, определения условий розжига форсажной камеры и т.д. Потребный расход воздуха при этом весьма велик и превышает потребляемый двигателем расход не менее чем в два раза. Это затрудняет проведение испытаний и приводит к их значительному удорожанию.
147
4.4.	ОБОРУДОВАНИЕ И СИСТЕМЫ ВОЗДУШНО-КОМПРЕССОРНЫХ СТАНЦИЙ
Для обеспечения работы высотных стендов создаются сложные дорогостоящие ВКС, которые состоят из систем подачи, нагрева, осушения и охлаждения воздуха, систем охлаждения и отсоса выхлопных газов, а также систем контроля и управления. Высокая стоимость систем и сложность эксплуатации обусловливают возможность их создания в составе крупных испытательных центров, включающих в себя несколько больших высотно-скоростных стендов, предназначенных для испытаний двигателей в разных диапазонах параметров, и комплексы более простых стендов для испытаний отдельных узлов и элементов двигателя.
К таким центрам относятся: в США Комплекс ASTF, Центр им. Арнольда, Центр Ленгли; в России — Комплекс Центрального Института Авиационного Моторостроения (ЦИАМ).
Рассмотрим основные системы, входящие в состав исследовательских центров.
Система подачи воздуха. Для обеспечения работы высотноскоростных стендов необходимо подать воздух с расходом несколько сот килограмм в секунду. При испытаниях в термобарокамерах с обдувом двигателя потребный расход увеличивается. Система подачи воздуха должна обеспечить на входе в двигатель давление при работе различных стендов от 1 до 500 кПа. Поэтому компрессорные станции испытательных комплексов состоят из нескольких ступеней, каждая из которых, в свою очередь, состоит из нескольких компрессоров. Например, в комплексе ASTF (США) (рис. 4.12) подача воздуха к стендам осуществляется компрессорной установкой, состоящей из двух ступеней. Первая ступень включает в себя четыре компрессора с приводом мощностью 20,3 МВт. Вторая ступень состоит из двух компрессоров с приводом мощностью 38,7 МВт. Степень повышения давления компрессоров одной ступени л' = 3,2. Компрессоры могут работать как параллельно, так и последовательно.
Управление подачей воздуха к испытательным стендам осуществляется с помощью системы автоматического регулирования на базе управляющей ЭВМ, а также сложной системы перепусков, затворов и клапанов.
148
Рис. 4.12. Схема испытательного комплекса ASTF (США): К — компрессор; ВХ — входной холодильник; XT — холодильная турбина; ТБК-1, ТБК-2 — термобарокамеры; ГХ — холодильный агрегат; Э — компрессоры-эксгаустеры; 1 — клапаны;
2 — перепуск воздуха; 3 — разделитель; 4 — смеситель
Оборудование подогрева н охлаждения, воздуха. Потребная температура на входе в двигатель зависит от того, какие скорости полета имитируются. Она может меняться в очень широких пределах. После компрессорной станции температура воздуха имеет порядок Твх = 130...150 С. Поэтому в состав испытательных комплексов включаются сложные системы подогрева и охлаждения воздуха. Подогрев воздуха может осуществляться тремя способами:
1)	подогрев воздуха путем прямого сжигания топлива в потоке. Для этого в воздушном тракте устанавливается камера сгорания. При этом не требуется громоздких теплообменников и температура может быть повышена до 1000... 1500 К. Однако в результате сжигания топлива в потоке газов уменьшается содержание кислорода и появляются продукты сгорания. В какой-то мере состав воздуха может быть восстановлен путем введения в воздух кислорода в необходимых количествах. Но наличие продуктов сгорания в потоке оказывает существенное влияние на процессы в двигателе, и в особенности в камерах сгорания;
2)	“чистый” подогрев воздуха в теплообменниках. Этот способ позволяет получить более достоверные характеристики двигателей, так как в подогретом воздухе не содержится продуктов сго
149
рания. Для этого часть воздуха из общей системы подается в камеру сгорания, откуда горячие газы направляются в теплообменник, проходят по его трубкам и выбрасываются наружу. Большая часть воздуха проходит межтрубное пространство теплообменника, где нагревается. Подогрев в таких системах может достигать t — 600°С. Прочностные характеристики теплообменников затрудняют подогрев до более высокой температуры;
3)	подогрев в регенераторах кауперного типа. Теплообменники кауперного типа представляют собой помещения, в которых в определенном порядке установлены чугунные отливки, имеющие большую массу. Кауперы предварительно разогреваются. Для этого через них пропускается воздух, нагретый в специальных камерах сгорания. Затем через каупер пропускается воздух, который нагревается за счет аккумулирования тепла теплообменника. Время и температура нагрева зависят от соотношения массы камеры каупера и расхода воздуха.
Чтобы обеспечить длительные испытания, необходимо предусмотреть в системе несколько кауперных установок, установленных параллельно, часть которых должна действовать на рабочем режиме, а часть — в режиме подогрева.
Кауперы могут обеспечить температуру подогрева воздуха до 1000 С и более.
Для охлаждения воздуха после компрессоров используются водовоздушные радиаторы, в которых температура воздуха может быть снижена до 5 С. Для более глубокого охлаждения используются холодильные станции (ХС). Примерная схема одной из них приведена на рис. 4.13. Пары фреона холодильного агрегата проходят испарители и И^, сжимаются во второй ступени компрессора, а затем охлаждаются и конденсируются в конденсаторе. Воздух проходит через все элементы ХС, охлаждается и поступает в термобарокамеры. В современных холодильных установках воздух может быть охлажден до -70'С. Кроме того, для охлаждения воздуха могут применяться холодильные турбины, где температура воздуха может быть существенно понижена. Развиваемая мощность турбины поглощается гидротормозом. Кроме того, мощность турбины может быть использована для вращения электрогенераторов или компрессоров.
Система осушки воздуха. При испытаниях необходимо обеспечить подачу воздуха с влагосодержанием, соответствующим заданной высоте полета. С увеличением высоты содержание
150
Рис. 4.13. Холодильная установка:
, И2 — испарители; КД — конденсатор; ПС — стабилизатор давления; ИЖ — инжектор; ЭД — электродвигатель;
ПП — редуктор; КМ — компрессор и холодильная турбина;
I, II, — ступени компрессора
влаги уменьшается. Например, если на уровне земли содержание влаги составляет d = 5 г/кг и более, то на высоте 12...16 км d = 0,02 г/кг.
Осушка воздуха может производиться путем вымораживания влаги или поглощением се адсорбентом.
Вымораживание влаги производится при резком охлаждении воздуха, истекающего из сопла или проходящего через холодильную турбину. При этом происходят выделение и конденсация воды, которая отделяется от потока в сепараторах.
При осушке с помощью адсорбентов воздух пропускается через влагопоглощающие колонки. В качестве адсорбента используются силикогель — двуокись кремния, алюмогель — окись алюминия и другие гидрофильные вещества. Установка состоит из нескольких колонок, наполненных адсорбентами. Колонки включаются поочередно. В отключенные колонки подается нагретый воздух. При этом влага из поглотителя удаляется. По мере насыщения влагой силикогель синеет. При нагревании он теряет влагу, и его начальный цвет восстанавливается. Это свойство и является индикатором работоспособности поглотителя. Объем колонок и количество адсорбента весьма велики.
151
Устройства для осушки воздуха требуют больших площадей и затрат на капитальное строительство, а при эксплуатации — затрат энергии па работу осушающих устройств.
Эксгаустерные устройства. Эксгаустерные устройства предназначены для отсоса выхлопных газов двигателя и создания тем самым полетных условий в барокамерах и сопле двигателя. Эксга-устерная станция состоит из компрессоров — эксгаустеров.
На современных испытательных станциях суммарный объемный расход превышает 4000 м3/с, а минимальное давление может достигать 3,0 кПа, что соответствует высоте Н = 24 км. Суммарная мощность, необходимая для работы эксгаустерных станций, превышает 160 МВт.
4.5.	СТЕНДЫ ДЛЯ КЛИМАТИЧЕСКИХ
ИСПЫТАНИЙ ДВИГАТЕЛЕЙ
Для оценки влияния климатических условий на работу двигателей и на авиационные материалы требуется проведение специальных испытаний. В процессе этих испытаний необходимо экспериментально получить данные о влиянии на работу двигателя всех природных факторов, к которым относятся: давление, температура, солнечная радиация, сила ветра, газовый состав атмосферы, влажность, туман, дождь, переохлажденный дождь, снег, град, песок, пыль, молнии и т.д. Многообразие климатических условий требует создания крупных специализированных стендов со сложными системами.
Опыт показал, что проведение испытаний на стендах предпочтительнее, чем испытания в полетных условиях, с учетом затрат, удобства обслуживания, точности измерений и, подчас, безопасности проведения самих испытаний.
Одним из самых сложных элементов таких стендов является система воздухоснабжения, описанная ранее.
Для имитации обледенения используются коллекторы форсунок, которые распыляют воду до размера капель 20...50 мкм. Облако капель движется по стенду со скоростью, соответствующей посадочной скорости самолета. Для измерения размеров и скорости движения льдинок и капель на входе в двигатель используется лазерный анемометр. На стенде могут быть проведены испытания по воздействию снега на работу двигателя. Снег может создаваться не
152
посредственно в процессе эксперимента, а может быть изготовлен заранее и затем подан непосредственно в воздухозаборник двигателя. На стенде могут создаваться: туман различной частоты, дождь различной интенсивности, может быть исследовано также влияние пыли и песка на работу двигателя.
На основе многолетней практики использования таких стендов возникла концепция воздействия окружающей среды на двигатель, имеющая важное значение при оценке надежности как двигателя в целом, так и его систем. Примером может служить стенд, построенный в исследовательском центре им. Арнольда (США).
Стенд включает в себя основную камеру общей площадью до 5000 м . Длина камеры 80 м, ширина 70 м, высота около 25 м. В ней может создаваться ветер со скоростью 96,5 км/ч, дождь интенсивностью 0,38 м3/ч. Влажность воздуха может изменяться от 10 до 95 %, температура — от -54 до +74 С. Температурные условия в камере могут поддерживаться даже при полностью открытых воротах, ширина которых 76 м.
4.6.	СИСТЕМЫ АВТОМАТИЗАЦИИ ИСПЫТАНИЙ
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ СТЕНДОВ
Большинство экспериментальных стендов оборудовано системами автоматизации испытаний. Такие системы существенно повышают эффективность испытаний, обеспечивают сокращение времени доводки и отладки двигателей за счет ускоренной обработки большого объема измерительной информации, повышения ее точности, обеспечения строгого выполнения программы испытаний, а также за счет повышения безопасности испытаний и предотвращения аварийных ситуации.
Рассмотрим основные особенности работы систем автоматизации испытаний на основе данных, приведенных в [7]. Автоматизированная система испытаний двигателя объединяет в один комплекс автоматизированную информационно-измерительную систему (АИИС) и автоматизированную систему управления (АСУ) и образует автоматизированную систему управления технологическим процессом испытания — АСУТП-И.
Как правило, системы автоматизации испытаний строятся на базе персональных компьютеров (ПК).
На АСУТП-И возлагается выполнение следующих основных задач.
153
1.	Автоматическая защита двигателя путем его останова или перевода на пониженный режим работы в случае возникновения нештатных ситуаций.
2.	Сбор и обработка измерительной информации, представление ее в требуемой форме (таблицы, графики, протоколы и т.д.) на различных носителях информации (цифропечать, магнитные диски и ленты и др.), а также представление текущей информации на экране ПК; градуировка измерительных каналов и определение их метрологических характеристик (см. гл. 2).
3.	Автоматическое поддержание заданного режима работы двигателя.
4.	Автоматическое управление двигателем по определенной программе (например, по циклической программе при проведении эквивалентно-циклических испытаний) с автоматическим измерением заданных параметров на установленных программой режимах.
5.	Автоматическое руководство в форме диалога “оператор- испытатель — ЭВМ” процессом испытаний, включая эксплуатацию и обслуживание двигателя и стендовых систем.
6.	Анализ тенденций изменения параметров двигателя в процессе испытании с выдачей полной информации.
7.	Хронометраж работы двигателя на различных режимах, учет количества запусков, прокруток, остановов за испытание с выдачей информации по требованию, с внесением параметров хронометража в документы двигателя.
8.	Автоматическое ведение протокола испытаний.
Структурная схема автоматизированной системы испытаний двигателей представлена на рис. 4.14.
В состав системы входят:
•	объект испытаний — воздушно-реактивный двигатель (ВРД);
•	комплекс первичных измерительных преобразователей (ПИП) и первичных преобразователей системы контроля (ППСК);
•	устройство связи с объектом (УСО), обеспечивающее преобразование всех форм сигналов первичных преобразователей (аналоговых и частотных) в цифровой код, а также преобразование цифровой информации, выдаваемой компьютером, в сигнал-команду для действия исполнительных механизмов (ИМ);
•	персональный компьютер (ПК) со средствами отображения информации (дисплеем (Д) и принтером (П)) и клавишным устройством (КУ);
154
Рис. 4.14. Структурная схема автоматизированной системы испытаний двигателей:
ВРД — воздушно-реактивный двигатель; ИМ — исполнительные механизмы; ПИП — первичные измерительные преобразователи; ППСК — первичные преобразователи системы контроля;
УСО — устройство связи с объектом; ПК — персональный компьютер; Д — дисплей;
П — принтер; КУ — клавишное устройство;
ПУ — пульт управления
•	пульт управления (ПУ), включающий в себя органы управления двигателем (рычаг управления двигателем (РУД), рычаг останова двигателя (РОД), тумблеры, кнопки, клавиши) и пульт визуального контроля (ПВК).
При наличии автоматической системы управления испытаниями ПВК содержит минимальное количество приборов контроля работы двигателя: индикаторы частот вращения роторов, давления масла, температуры газа за турбиной, температуры масла на выходе из двигателя и т.д.
Автоматическая система управления испытаниями должна удовлетворять ряду жестких требований по надежности и сохранению информации в случаях непредвиденных сбоев в процессе испытаний. Так, несанкционированное отключение основного источника питания не должно приводить к отключению АСУ и прерыванию испытаний. В случае аварийного останова двигателя должна сохраняться вся информация на интервале времени не менее 60 с до и после выдачи команды на останов. При сбоях в работе измерительных каналов на экран ПК должна выдаваться информация о причинах, вызвавших сбой. Комплекс технических средств АСУТП-И должен быть совместим со штатной электронной бортовой системой контроля двигателя (БСКД) с целью непрерывного слежения за ее работой.
Особое внимание при создании систем автоматизации испытаний уделяется защите двигателя. Недопущение разрушения в слу-
155
чае возникновения дефекта с сохранением зафиксированной информации позволяет получить весьма важные данные для его последующей доводки, не говоря о предотвращении расходов средств на ремонт двигателя или даже на производство дополнительного экземпляра.
Технический комплекс автоматической защиты двигателя (ТКАЗД), как правило, состоит из двух систем: пассивной (АЗДП) и активной (АЗДА).
Назначение предупредительной (пассивной) системы — выдача предупредительного сигнала: светового (лампа желтого цвета на пульте управления), речевого (на экране ПК), в печати (протокол испытаний) о том, что величина контролируемого параметра как двигателя, так и стендового оборудования, от которого зависит сохранность двигателя, достигла критического значения.
В состав пассивной системы защиты входит также система, предупреждающая возможность запуска при ненадлежащей его подготовке ( например, при недостаточном уровне масла в баке двигателя, закрытых створках входной и выходной шахт и т.д.). При этом на пульте управления зажигается лампа красного цвета с одновременным размыканием цепи между кнопкой “Пуск” и пусковой панелью двигателя.
К основным параметрам, инициирующим команды пассивной системы защиты двигателя, относятся: недостаточное давление топлива на входе в испытательную станцию и в насос-регулятор; минимальное давление масла; повышенные перепады давлений на топливном и масляном фильтрах; минимальный уровень масла в баке; температура масла на выходе из двигателя и др.
Назначение активной системы защиты двигателя — генерирование сигнала-команды на соответствующий исполнительный механизм, автоматически останавливающий двигатель с одновременной выдачей всей необходимой информации о состоянии двигателя в случае, если величина контролируемого параметра достигла опасных значений (например, заброс частоты вращения, температуры газа, уровня вибраций и др.).
Активная система защиты состоит из двух подсистем: подсистемы ЭВМ, алгоритм функционирования которой заложен в ЭВМ, и подсистемы автономных сигнализаторов.
Более важной является подсистема ЭВМ, в которой на основе измерений параметров двигателя и сравнения их с опасными их 156
значениями, а также на основе анализа соотношении взаимосвязанных параметров генерируется команда на останов двигателя.
При выдаче команды на исполнительный механизм, останавливающий двигатель, автоматически выполняются следующие операции:
— на экране фиксируется информация с указанием критического параметра, его фактического значения и отклонения от '‘опасного” значения;
— фиксируются значения всех параметров, выведенных на экран;
— включается операция “Выбег”, которая обеспечивает с периодом порядка 1 с измерение и регистрацию параметров двигателя в течение времени, превышающего время штатного выбега турбокомпрессора на 10... 15 с;
— распечатывается запись значений всех измеряемых параметров в течение не менее 60 с до поступления команды на останов.
Таким образом, функционирование системы защиты двигателя обеспечивает не только его сохранность при возникновении аварийной ситуации, но и позволяет зафиксировать весьма важную информацию, последующий анализ которой способствует выявлению причин возникновения дефектов и создает тем самым предпосылки для их устранения.
ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
1.	Из каких основных частей состоит открытый испытательный стенд?
2.	Изобразите схему силоизмерительного устройства и поясните назначение его основных элементов.
3.	Назначение и принцип работы гидротормоза.
4.	С помощью каких устройств создаются возмущения потока на входе в двигатель?
5.	Какие способы существуют для имитации высотно-скоростных условий при испытаниях двигателей?
6.	Каким образом моделируются высотно-скоростные условия при испытаниях двигателя в ТБК?
7.	Основные виды оборудования воздушно-компрессорных станций.
8.	Назначение и структура систем автоматизации эксперимента испытательных стендов.
157
Глава 5. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ
В общем случае характеристики двигателя представляют собой зависимости основных данных (тяги, мощности, удельного расхода топлива, времени приемистости и т. д.) и параметров рабочего процесса (частот вращения роторов, температуры газа, коэффициента запаса газодинамической устойчивости и т. д.) от режима работы двигателя (положения РУД) и внешних условий (температуры и давления воздуха на входе, неравномерности потока на входе и т. д.).
В результате проектирования и сертификации двигателя определяются ряд его наиболее важных параметров, которые называются установленными. (Установленная величина — одобренная и указанная в карте данных Сертификата типа двигателя величина параметра, тяги, мощности и пр.; одобренная — подтвержденная и одобренная в результате сертификации величина параметра, характеристика, конструкция и пр.)
Наиболее важной величиной для применения на летательном аппарате является тяга для турбореактивного двигателя или мощность для турбовинтового и турбовального двигателей. Устанавливаются следующие основные характерные величины тяги (мощности):
•	установленная максимальная продолжительная тяга (мощность) — тяга (мощность), развиваемая на земле (в статических условиях) или в полете на определенной высоте при стандартных атмосферных условиях, утвержденная для использования в течение неограниченного периода времени;
•	установленная взлетная тяга (мощность) — тяга (мощность), развиваемая в тех же условиях и утвержденная для осуществления взлета с ограничением периода непрерывного использования не более 5 мин;
158
•	установленная максимальная крейсерская тяга (мощность) — тяга (мощность), развиваемая в полете на определенной высоте в стандартных атмосферных условиях при частоте вращения роторов и температуре газа, рекомендованных в Руководстве по эксплуатации для наиболее экономичной по расходу топлива работы двигателя, и утвержденная для использования в полете по маршруту в течение неограниченного периода времени.
Кроме перечисленных величин тяги (мощности), устанавливается ряд чрезвычайных ее значений, которые используются в особых случаях полета самолета (при отказе или выключении одного из двигателей силовой установки). Время работы при этих значениях тяги (мощности) ограничивается. Например:
—	установленная чрезвычайная тяга (мощность) одноразового применения используется при отказе одного из двигателей во время взлета, при прерванном заходе на посадку или перед уходом па второй круг при одноразовом применении;
—	установленная максимальная чрезвычайная тяга (мощность) — то же самое, но ограничивается время непрерывной работы и общая наработка;
—	установленная промежуточная чрезвычайная тяга (мощность) используется после взлета, ограничивается время общей наработки.
Для вертолетных ГТД могут специально устанавливаться значения 2,5-минутной или 30-минутной мощности, которые могут непрерывно использоваться в течение указанного промежутка времени.
Перечисленным величинам тяги (мощности) соответствуют режимы взлетный, максимальный продолжительный, крейсерский и т.д.
При сертификации двигателя для установления его характеристик во всем эксплуатационном диапазоне изменения частот вращения роторов, температур газа, высот и скоростей полета проводятся калибровочные испытания. Величины тяги (мощности) определяются для стандартных атмосферных условий без отбора воздуха на нужды воздушного судна и с установкой только тех агрегатов, которые необходимы для функционирования двигателя. Точность определения параметров двигателя при этих испытаниях должна быть выше, чем при испытаниях серийных двигателей.
159
Характеристики каждого двигателя определяются также в процессе заводских испытаний — предъявительских и приемосдаточных.
Кроме тяговых, экспериментальным путем определяются и другие характеристики двигателя — характеристики запуска, запасы газодинамической устойчивости и др.
В данной главе рассматриваются основные особенности испытаний, целью которых является определение характеристик двигателя.
5.1. СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА, СТАНДАРТНЫЕ
АТМОСФЕРНЫЕ УСЛОВИЯ
Состояние атмосферы оказывает значительное влияние на характеристики двигателя. Например, тяга, расходы топлива, воздуха, давления в проточной части двигателя при прочих равных условиях пропорциональны атмосферному давлению. Атмосферные условия, определяемые температурой, давлением, влажностью воздуха, меняются в широких пределах в зависимости от времени года, географической высоты, широты местности, что создает определенные трудности при оценке и сравнении результатов испытаний двигателей.
Для проверки соответствия данных двигателя техническим требованиям, сравнения двигателей между собой результаты испытаний, полученные в произвольных атмосферных условиях (в так называемых земных, когда высота полета Н = 0 и число М полета М = 0) приводятся к стандартным атмосферным условиям (САУ), которым соответствуют следующие значения давления и температуры атмосферного воздуха: р0= 101,325 кПа (760 мм рт.ст.), - 288,15 К (+15 С). Условия работы двигателя определяются также и влажностью воздуха, которая оценивается абсолютным влагосодержанием d (кг Н2 О/кг воздуха), или относительной величиной, показывающей степень насыщения воздуха водяными парами,
Рп
<р=р—’ ^п.нас
где рп — парциальное давление водяного пара; п — давление Д1 о Г1 <1 ч--
насыщения водяного пара, зависящее от температуры.
160
С увеличением температуры атмосферного воздуха абсолютная влажность заметно возрастает. Так, при pQ = 101,325 кПа, ф= 1,0 температура воздуха и влагосодержание составят:
t, С..............................
d, кг Н2 О/кг воздуха..................
-10	+20	+40
0,002	0,014	0,09
Для САУ принимается значение влагосодержания d = 0.
К некоторым двигателям предъявляется требование поддержания постоянного значения тяги при уменьшении давления и повышении температуры воздуха. Для оценки выполнения этого условия параметры двигателя приводятся к так называемым расчетным атмосферным условиям (РАУ), которым соответствуют р0 = 97,325 кПа (730 мм рт.ст.), То = 303,15 К.
Для оценки данных двигателя в высотно-скоростных условиях используется стандартная атмосфера (СА), она определяет зависимость давления и температуры воздуха от высоты полета Н. В основу СА положена зависимость температуры воздуха от высоты. До высоты Н = 11 км температура воздуха уменьшается с градиентом 6,5 К/км, на высотах Н = 11...20 км температура остается постоянной, и далее происходит небольшой подогрев с градиентом 1 К/км. Зависимость давления по высоте вычисляется из уравнений равновесия столба воздуха и состояния. Стандартная атмосфера представляется таблицами или аналитическими выражениями. По СА ведется расчет высотно-скоростных характеристик и заявленных данных, к СА приводятся результаты высотных испытаний, если при определении характеристик имелись отклонения значений давлений и температур воздуха на входе в двигатель от заданных значений.
5.2.	ПРИВЕДЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ
К СТАНДАРТНЫМ АТМОСФЕРНЫМ УСЛОВИЯМ
Приведение параметров двигателя, полученных в произвольных атмосферных условиях, к САУ в основном базируется на теории подобия при учете ряда дополнительных факторов.
При оценке параметров двигателя в САУ необходимо также учитывать влияние системы управления.
161
Как известно из теории ВРД, при неизменных геометрических размерах относительные величины давлений, температур в характерных сечениях, тяги, расходов топлива и воздуха
р/р;, р/р^ GT/(p:^r)> «Ж / р;
являются функциями двух критериев подобия — относительной частоты вращения ротора п/ и числа М полета. Для статических условий число Маха М = 0 и остается только один критерий подобия — относительная частота вращения. Исходя из сохранения подобия, т.е. неизменности относительных величин при постоянном значении относительной частоты вращения, можно привести параметры двигателя, полученные в произвольных атмосферных условиях, к САУ. Другими словами, результаты испытаний в произвольных атмосферных условиях при некоторой частоте вращения п/ ^Т'в могут быть использованы для определения параметров в САУ при том же значении п/ по следующим формулам:
101,325 . т _т 288,15 .
£\пр0 Pi *	*	1 inpO 1 i *	’
Рв	TB
101,325	101,325 Л/288,15 .
прО ~	’ ^т.прО —	* V	,
ря	р« тя
101,325 д/ гв
в-прО °в ,	’ 288,15 ‘
Приведенная частота вращения вычисляется по формуле Л/288,15 „	„	’ '
ппрО = п ’-7— ' Если испытывается многовальныи двигатель,
^в
то частота вращения одного из роторов рассматривается как определяющая, остальные приведенные частоты роторов становятся функциями определяющей частоты и добавляются к перечню величин, указанных выше.
Формулы приведения получены при условии сохранения подобия при переходе от произвольных атмосферных условий к САУ. В действительности это условие не выполняется, и в формулы приведения приходится вводить поправочные коэффициенты,
162
учитывающие изменение параметров двигателя в связи с нарушением подобия:
^inp ^шрО &ZA ’
где А- 0 — приведенные параметры, полученные из условия сохранения подобия; KZA — поправочные коэффициенты, учитывающие влияния ряда факторов на приведенные значения А£пр0 вследствие нарушения подобия.
Одним из главных факторов является температура воздуха Т* . Под ее влиянием нарушается геометрическое подобие, изменяются размеры сопловых аппаратов и реактивного сопла, определяющих положение рабочих точек на характеристиках элементов. При этом изменяются радиальные зазоры между рабочими лопатками и корпусами компрессоров и турбин, что вызывает изменение КПД. Температура изменяет теплоемкость воздуха и газа, что наиболее сильно проявляется в процессе подвода тепла в камере сгорания, в результате заметно изменяется расход топлива. Практика показывает, что отклонение температуры Т* от стандартного значения на 10 К может изменять приведенный расход топлива до 1%.
Влияние влагосодержания d на параметры двигателя связано с изменением теплофизических свойств воздуха и может быть усилено при определенных условиях процессом конденсации водяных паров во входном устройстве двигателя. При движении воздуха во входном устройстве понижается статическая температура, и при повышенной влажности происходит конденсация водяных паров, содержащихся в воздухе, что вызывает выделение заметного количества тепла и изменение режима работы первых ступеней компрессора. При дальнейшем движении воздуха по проточной части двигателя происходит испарение сконденсирован ной влаги.
На параметры двигателей малой размерности оказывает влия-*
ние и уровень давления на входе рв , поскольку компрессор или турбина могут оказаться в неавтомодельной области по числу Re.
В общем случае поправочные коэффициенты KZA зависят от величины отклонения влияющего фактора от его стандартного
163
значения и режима работы двигателя, который удобно определять приведенной частотой вращения. Такие зависимости можно представить графически (рис. 5.1) и аналитическим путем, например:
Кт‘ с = а + b - 288V1 - с(1 - ппр)
При получении зависимостей Кт" А - f [ Тв , подобных показан-и	\	/
ным на рис. 5.1, полагается, что влагосодержание воздуха d = 0. Поправочные коэффициенты KdA являются функциями величин Г* ,
Ппр •
Рис. 5.1. Зависимость поправочного коэффициента Кт* G
В 1
от температуры Тв и приведенной частоты вращения лпр
Поправочный коэффициент, учитывающий влияние давления рв или, точнее, числа Re, можно представить зависимостью К^еЛ от комплекса рп /п л/т* и приведенной частоты вращения.
В общем случае поправочные коэффициенты находятся расчетным или экспериментальным путем при испытаниях одного и того же экземпляра двигателя при различных атмосферных условиях на специальном климатическом стенде либо статистической обработкой результатов испытаний различных экземпляров двига-
164
телсй одинаковой компоновки в различные времена года. Ввиду многообразия влияющих факторов, возникающих при отклонении атмосферных условий от стандартных, экспериментальные способы нахождения поправочных коэффициентов предпочтительнее расчетных.
При испытаниях двигателя при различных величинах Т"в каждому значению ппр будет соответствовать в общем случае определенное положение РУД. Однако на режимах максимальной тяги РУД находится в положении переднего упора и изменение ппр в зависимости от Т'в определяется конкретной программой управления двигателем.
Например, пусть двигатель на максимальном режиме регулируется по комбинированному закону (рис. 5.2). При 7* < Тв под-держивается постоянной приведенная частота вращения zi = const. В диапазоне температур от Тв до Тв выдерживается постоянной физическая частота вращения (n = const), а при Т > Тв — постоянная температура газа за турбиной (7* = const). В результате каждому значению температуры 7* будет соответствовать определенное значение ппр , отличное от приведенной частоты вращения ппр0 » которое будет иметь двигатель в САУ. Для оценки параметров двигателя, полученных в произвольных атмо-
165
сферных условиях, в САУ необходимо осуществить переход от произвольного значения ппр к ппр0 . Соображения о подобии здесь неприменимы, и осуществляется пересчет с использованием так называемой эталонной зависимости параметров двигателя от приведенной частоты вращения. Эталонную зависимость получают статистической обработкой экспериментальных данных.
5.3.	ОТЛАДКА ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ
Двигатель как сложное техническое устройство перед выпуском в эксплуатацию при предъявительских и приемосдаточных испытаниях проходит отладку, с тем чтобы его параметры соответствовали ТУ. Отладке подлежат: тяга; мощность; удельный расход топлива на основных режимах работы двигателя; параметры, определяющие прочность, надежность, ресурс, устойчивость работы: температура газа перед турбиной, частоты вращения роторов, степень повышения давления в компрессоре, коэффициент избытка воздуха в форсажной камере и др. Производится отладка также параметров запуска и приемистости, порядка срабатываний органов механизации, например регулируемых направляющих аппаратов. Двигатель, отлаженный в условиях Н = О, М = 0 на наземном стенде, должен обеспечивать требуемые параметры в высотно-скоростных условиях. В ТУ указываются номинальные с допусками в несколько процентов или предельные значения отлаживаемых параметров. Так, например, для тяги обычно оговаривается минусовый допуск, для удельного расхода топлива — плюсовой, а для температуры газа — предельное значение.
Отладка двигателя — сложный и неоднозначный процесс, который проводится с использованием автоматизированной системы испытаний, позволяющей изменять положепия регулировочных элементов на работающем двигателе. В общем случае при отладке регулируются все основные параметры рабочего процесса двигателя. Так, на взлетном режиме регулируются величины тяги Р и температуры газа Тг в зависимости от регулируемых параметров — частоты вращения ротора п и степени понижения давления в турбине я* :
166
Р = Р(п,<); Тг = Тг(п, <).	(5.2)
Изменение величин и, л* и, следовательно, Р и Т* осуществляется изменением координат регулировочных элементов xG , Хр , которые изменяют значения регулирующих факторов — расхода топлива (?т и площади реактивного сопла FKp :
^т = Gt » -^кр ~ ^кр •
Количество регулируемых параметров равно количеству регулирующих факторов. Зависимости (5.2) могут быть представлены графически сеткой линии Р = f(n), соответствующих постоянным значениям лт , на которую нанесены линии постоянных величин Тг (рис. 5.3). Указанные зависимости получают в результате обработки экспериментальных данных или с помощью математической модели двигателя.
С целью обеспечения безопасности и сохранности двигателя первый выход на взлетный режим производится с заведомо заниженными значениями величин п и Т* (точка А на рис. 5.3). Задача отладки состоит в том, чтобы изменением координат регулировочных элементов xG и xF получить необходимую величину тяги Р в области допустимых значений величин л* и Т* (точка С на рис. 5.3). Переход из исходной точки А в область допустимых значений п и Т'г неоднозначен. На практике используются различные методы такого перехода. Например, минимизируется сумма отклонений регулируемых величин от их номинальных значений либо на-
Рис. 5.3. Зависимость тяги Р от регулируемых параметров п и л* (заштрихована область недопустимых значений параметров двигателя)
167
ходится оптимум так называемого главного параметра (например, тяги) при минимальной сумме отклонений остальных параметров.
В отдельных случаях оказывается, что ни при каких значениях л* и Т* в их допустимой области нельзя получить требуемое значение тяги Р без превышения допустимого уровня Тг . В этом случае двигатель бракуется и отправляется на переборку, в процессе которой могут быть доработаны или заменены его отдельные узлы (например, установлены сопловые аппараты с увеличенной пропускной способностью).
На практике отладка сложнее, чем в рассматриваемом случае — нужно согласовывать между собой параметры двигателя на отдельных режимах (например, тягу на взлетном режиме с удельным расходом топлива на крейсерском режиме), обеспечивать запасы устойчивой работы компрессора и т. д.
5.4.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ
Для правильного решения методических вопросов, связанных с измерением тяги воздушно-реактивных двигателей на наземных и высотных стендах, важно конкретизировать понятие тяга двигателя. В расчетных и экспериментальных исследованиях используется значение тяги по внутренним параметрам, соответствующее уравнению
Ру + Fc (рс - pj - GB vn .	(5.3)
В этом уравнении GB Vn — входное количество движения, остальные члены образуют так называемую тягу сопла
Рс — FC ~	»	(5.4)
которую можно выразить в другой форме, через полный импульс потока в выходном сечении сопла:
Ic = Gr ce + FcPe = Pc K\)Fe ’
(5.5)
где ДА.) — газодинамическая функция.
Тогда

(5.6)
168
Нетрудно убедиться, что выражение (5.3) соответствует тяге гипотетической силовой установки (рис. 5.4,6), имеющей следующие особенности. Площадь входа в воздухозаборник равняется площади невозмущенного потока FH , при этом статическое давление в этом сечении равняется давлению окружающей среды рп , а скорость — скорости полета Vn . Наружный поток не создает сил трения, а давление на наружной поверхности равняется давлению рн . При этом предполагается, что воздухозаборник с полностью внутренним сжатием имеет коэффициент сохранения полного давления реального или стандартного воздухозаборника ив = ДМ).
Определение тяги двигателя при Н = 0 и М = 0. Примени-
Рис. 5.4. Гипотетическая силовая установка:
а — при Н = 0, М = 0; б — при полетных условиях
тельно к условию М - 0 схема гипотетической силовой установки преобразуется к виду, показанному на рис. 5.4,а. Площадь струи невозмущенного потока, попадающей в двигатель, становится бесконечно большой, а скорость — нулевой. Тогда уравнение для определения тяги имеет вид
Р0 = Gr сс + Fc	- ₽0^j= 2е0 - FcPo ’
При этом предполагается, что потери полного давления в воздухозаборнике отсутствуют, и на входе в двигатель оно равно дав
169
лению окружающей среды, которое для условий Н = 0 и М = О обозначается р0 .
Компоновку, показанную на рис. 5.4,а, на практике осуществить нельзя, поэтому она заменяется компоновкой с лемнискат-ным входом (рис. 5.5). Даже в этом достаточно простом случае стендовое входное устройство оказывает заметное влияние на формирование силы тяги. Во-первых, во входном устройстве имеются потери полного давления п v < 1 (в особенности, если на входе ус-танавливается защитная сетка). При сверхкритических перепадах давлений в реактивном сопле потери полного давления во входном устройстве приводят к пропорциональному снижению давлений по тракту двигателя при сохранению неизменными их отношений и значений температур. Поэтому величина полного импульса /с0 = р*0 f(Zc) Fc в выходном сечении сопла уменьшится пропорционально v .
Во-вторых, при втекании воздуха во входное устройство возникают аэродинамические силы, вызванные трением, неравномер-
Рис. 5.5. Схема установки двигателя в безграничном пространстве
170
ным распределением давлений, сопротивлением защитной сетки и т. д. Составляющие этих сил, параллельные вектору тяги двигателя, суммируясь, создают так называемую тягу входного устройст-ваРв.
Таким образом, величина тяги, измеренная силоизмерительным устройством Р„_ , будет содержать систематическую погреш-ность Д(Р), обусловленную отмеченными выше обстоятельствами. Для нахождения истинного значения силы тяги, соответствующего данным атмосферным условиям, необходимо рассмотреть все силы, передаваемые на СИУ в процессе испытаний.
В случае испытаний двигателя в безграничном пространстве сила, действующая на СИУ, складывается из силы Рв , действующей на входное устройство, и силы, действующей на двигатель Р :
РСТ = Л>+РД-	<5-7)
Величина Рв находится из уравнения количества движения, примененного к контуру, ограниченному сечениями 1—1 и 2—2 (см. рис. 5.5);
Р„ = 1„-ГвРо>	(5.8)
где - Gn Cn + F = Тп — полный импульс потока на выхо-в в в * в в ни вх.
де из входного устройства.
Сила Рд , в свою очередь, состоит из сил, действующих на внутренние Рвн и наружные Рнар поверхности двигателя:
р - р + р • р - т _ Г • д вн нар »	вн с в ’
Ркар=рв--?’с)Р0-	<5-9)
Из (5.7)—(5.9) получаем формулу для расчета истинной тяги двигателя:
^0 “ ^ст + Ро ~ °вх^ /°вх ’
Систематическая погрешность измерения силы тяги в этом случае Д(Р) = Рст - Ро , а соответствующая ей поправка q(P) = - Д(Р).
171
В действительности двигатели испытываются чаще всего в экспериментальных боксах, которые имеют ограниченные габариты, системы подвода воздуха и отвода продуктов сгорания. Как правило, значительное количество воздуха поступает помимо двигателя в выхлопную систему для защиты ее от высокотемпературной струи газа и создает поток, обтекающий двигатель снаружи. Отношение суммарного расхода воздуха GbJ- , проходящего через бокс, к расходу воздуха через двигатель Gb2 /<7в = 1...5, а скорость потока во входном сечении бокса может достигать 20 м/с.
Из-за нерационального подвода воздуха, загромождения помещения бокса различным оборудованием распределение скоростей и давлений по сечениям и по длине бокса может быть существенно неравномерным, что может оказывать заметное влияние на величину измеряемой тяги и затрудняет его учет. Для уменьшения влияния аэродинамики стенда и повышения точности получаемых результатов рекомендуются компоновки, при которых двигатель крепится к СИУ с помощью верхней подвески на пилоне, а СИУ находится в специальной нише; монтажные площадки на время испытаний убираются к стенкам бокса. Для получения равномерного потока во входной части бокса устанавливаются выравнивающие устройства в виде поворотных лопаток и выравнивающих сеток. Двигатель снабжается стендовым входным устройством с защитной сеткой, которую рекомендуется крепить к СИУ.
Методика определения поправок к измеряемой тяге разрабатывается для каждого стенда применительно к конкретному двигателю в процессе сертификации стенда. При этом проводятся специальные методические эксперименты, в ходе которых измеряются параметры течения в боксе, потери полного давления во входном устройстве и т. д. На примере компоновки двигателя на стенде, приведенной на рис. 5.6, рассмотрим основные подходы к определению тяги двигателя с учетом аэродинамики испытательного бокса.
СИУ воспринимает усилие, которое складывается из сил, действующих на внутренние и наружные поверхности входного устройства, двигателя, защитную сетку и пилон,
' = Р + Р + Р ст в вн нар
(5.10)
172
Рис. 5.6. Схема установки двигателя в экспериментальном боксе
Сила, действующая на внутренние поверхности двигателя, находится из уравнения количества движения:
<5-n)
Для определения силы тяги входного устройства Рв необходимо учитывать как течение внутри его, так и наружный поток. Поэтому для применения уравнения количества движения выбирается контрольный объем, ограниченный сечениями 1 — 1, 2—2 , стенами, потолком и полом бокса. Сечение 1—1 находится на входе в бокс, где поток невозмущен, а сечение 2—2 совпадает с плоскостью входного сечения двигателя. Уравнение количества движения будет иметь вид
Go6« с2 + Gb Св “ GB1 С1 = F1 Pl - (Л - Fb\P2 ~FbPb + Pb-
Отсюда
^в Iв &вс1 ^обд (С1	+
+ fl	-
(5.12)
где Ообд — расход воздуха через бокс вне двигателя; и Г2 — площади сечений 1— 1 и 2—2 (вне двигателя) соответственно; , и р2 > с2 — давления и скорости потока в сечении 1—1 и 2—2
(вне двигателя) соответственно.
173
Сила Рнар , действующая на наружные поверхности двигателя F
С
и пилон, состоит из сил давления J р dF и сил аэродинамического F
В сопротивления, возникающих при обтекании потоком выступающих элементов двигателя и пилона (сила сопротивления парусное-ти): ДРпар = X Cxi Fxi р С2 /2.
i
Давление вдоль двигателя может быть переменным. Так, на внешней поверхности сопла будет наблюдаться пониженное давление при больших скоростях обдувающего потока, если сопло расположено близко к выхлопному устройству стенда. Для приближенных расчетов вводится среднее значение давления в боксе рб . Тогда
^нар ~	“ ^с)Рб “ А^пар *	(5.13)
Из уравнений (5.10)—(5.13) получим выражение для нахождения искомой величины — полного импульса в выходном сечении сопла;
;С = рст + GB ei + собд (С1 - сг\- Fi (Р2 -Р1) +
+ Рв (Р2 ~ Рб) + Рс Рб + А^пар *	(5*14)
Эта величина полного импульса соответствует значению пол-ного давления на входе в двигатель, равному ръ = р1 овх (это давление следует использовать при приведении результатов испытаний к стандартным атмосферным условиям). Отсюда истинное значение тяги определится следующим образом:
f	"к
Л) ~ Рв ~ ^ст +	+ ^обд —	—
Р2-Р1ГРв(Р2-РбГРс [Рб - Рв] + ЛЛтар •	(5Л5>
Систематическая погрешность измерения силы тяги Д(Р) = Рст - Ро ; поправка на эту погрешность q(P) = - Д(Р).
Наибольшие трудности при определении этой поправки возникают из-за необходимости определения небольших разностей скоростей и давлений в сечениях 1—1 и 2—2t которые вследствие малости измеряются с большой погрешностью и, будучи умножен
174
ными на большие величины Со6д , Fj , F2 , внесут значительную погрешность в искомую поправку.
Минимально возможную поправку, учитывающую влияние аэродинамики испытательного бокса на измеряемую тягу двигателя, можно оценить, если определить значения с2 и p2_Pi> из уравнений расхода и Бернулли, пренебрегая неравномерностью скоростей и потерями полного давления в наружном потоке:
с2 ~	“ Gb • ''	^1 “ Г в ’ Р2 “ Р1 = Р 1^2 '~ с2 »
где (7В£ — расход воздуха в сечении 1 — /, определенный по измеренным значениям скоростей и температур в потоке.
Для нахождения поправок к тяге с более высокой точностью необходимы специальные исследования аэродинамики бокса, включающие подробные измерения скоростей потока в различных его сечениях, распределения давлений по наружным и внутренним поверхностям входного устройства и другие методические эксперименты. На основе этих измерений в расчетные формулы должны быть введены коэффициенты (ос и Р), учитывающие неравномерность скоростей потока в контрольных сечениях. Эти коэффициенты для различных уравнений должны рассчитываться по- разному: в уравнении количества движения
ос,- = f с* dF /IF: ci. ; I J L	I L 1
F I
в уравнении Бернулли
₽/ = J dF /(Ft ,
F. I
где сС; - среднерасходная скорость в сечении Ц с, - текущее ее значение.
Кроме того, на практике компоновка испытательного бокса может не удовлетворять перечисленным требованиям (СИУ подвергается воздействию обдувающего потока, монтажные мостки при испытаниях не убираются и т. п.). В этом случае задача достаточно точного определения поправок к измеряемой тяге усложняется, так как необходимо дополнительно учитывать силы, действующие на экспериментальное оборудование, расположенное в контрольном объеме.
175
Погрешности определения тяги увеличиваются с ростом скорости обдувающего потока. Поэтому для повышения точности измерений актуальным является снижение скорости потока за счет применения дополнительных задних шахт всасывания, использования боксов достаточно больших размеров и т.д.
Относительная погрешность определения тяги возрастает с уменьшением удельной тяги двигателя. Например, при скорости обдува двигателя 10 м/с на одном из стендов величина 8(Р) составляла ~ 1% при Руд = 1000 м/с и 5(Р) ~ 5,3% при Руд = 200 м/с. Поэтому значение надежного определения поправок к измеряемой тяге особенно велико при испытаниях двигателей с большой степенью двухконтурности.
Для определения силы Рв , действующей на входное устройство, используется также измерение распределения статического давления по наружным и внутренним поверхностям входного устройства. Сила Рв определяется интегрированием этого распределения давления.
Определение тяги в высотно-скоростных условиях. Наибольшее распространение для определения тяги двигателя в высотных условиях получили испытания в термобарокамерах (ТБК) по схеме с присоединенным воздухопроводом (рис. 5.7). Двигатель устанавливается на динамометрическую платформу. Через первую неподвижную часть входного воздухопровода подводится воздух от воздушно-компрессорной станции. Вторая часть, подвижная, соединена с двигателем и динамометрической платформой. В месте сочленения частей имеется уплотнение, чаще всего лаби-
Рис. 5.7. Схема установки двигателя с присоединенным воздухопроводом
176
ринтного типа. Таким образом, во входном сечении двигателя обеспечиваются требуемые значения полного давления р* и температуры торможения воздуха Т* , соответствующие полетным условиям, Н, М. В термобарокамере стенда с помощью эксгаустеров создается давление ри , соответствующее высоте полета Н.
При выводе уравнения тяги будем рассматривать схему простого лабиринтного уплотнения (см. рис. 5.7). Наружная поверхность подвижной части цилиндрическая, площадь торцевой поверхности ДР , площадь внутреннего сечения трубопровода F .
«У
Для определения составляющих тяги выбираем вблизи торца сечение “у”, в котором можно надежно измерить статическое давление в поперечном сечении трубопровода ру ; измеряется также давление на торце трубопровода ру . Сила, действующая на силоизмерительное устройство стенда Рст , складывается из следующих составляющих:
Р , = - Р „„ + Р„„ + Р„„, - РЛЙ1Т ,	(5.16)
ст упл вн нар обд ’	v 7
где Рупл — сила, действующая на торцевую поверхность трубопровода; Рвн — сила, действующая на внутренние поверхности трубопровода и двигателя; Рнар — сила, действующая на наружные поверхности трубопровода и двигателя; Робд — сила сопротивления, возникающая при обтекании вентиляционным воздухом поверхностей твердых тел, связанных с динамометрической платформой. В уравнении (5.16) за положительное направление принято направление полета.
Из уравнения количества движения находим силу, действующую на внутренние поверхности трубопровода и двигателя:
^вн —	— ^в су ~ Fy Ру *	(5«17)
где — полный импульс газа в выходном сечении сопла.
При нахождении силы Рпар будем предполагать, что давление на наружной поверхности двигателя и трубопровода равно давлению окружающей среды ри . Тогда
Л,ар = lFy +	•	(5.10
177
Сила, действующая на торец уплотнения,
Р'уПЛ = ^уРу-	<5.19)
Сила Робд , действующая на наружные поверхности трубопровода и двигателя, на коммуникации, подмоторную раму при движении вентиляционного воздуха, пропускаемого через барокамеру для ее охлаждения, определяется экспериментально специальной градуировкой. На неработающем двигателе создаются различные скорости вентиляционного воздуха и непосредственно измеряется сила Робд •
Подставляя в (5.16) формулы (5.17), (5.18) и (5.19) и проведя преобразования, получим
Л? ~ Рс — Рст + Gb су + Ру ~	+
+ ^у (Ру — Робд •	(5.20)
Таким образом, в определение значения импульса потока в выходном сечении входят как непосредственно измеряемая сила, так и параметры потока в трубопроводе и барокамере. Расход воздуха , входящий в уравнение (5.20), измеряется с помощью специального устройства, расположенного в ресивере стенда либо в мерном сечении трубопровода, способом, указанным в разд. 2.4. Во входном трубопроводе измеряется также и температура торможения воздуха Т* .
Для нахождения скорости потока с в контрольном сечении измеряется статическое давление pv . Из выражения расхода
GB = 77# Ру	Fу
u В
находится газодинамическая функция у(ку) у и по ней вычисляется приведенная скорость А, , а затем скорость течения потока:
Су = \ акр = \	I	’
Полное давление на входе в двигатель находится из приведенного выше выражения расхода для входного сечения двигателя 178
“в” (см. рис. 5.7), в котором измеряется статическое давление рв , т.е. по газодинамической функции */(А,в) определяется значение л(А,в) и
Рв Рв л(Хв) ’
В общем случае реализованные при испытаниях значения полного давления рв , температуры торможения Тв и давления окружающей среды рн , например, из-за ограничений высотно-компрессорной станции, погрешностей системы автоматического управления стендом могут отличаться от номинальных значений Рв.ном ’ ^в.ном » Рв.ном » которые соответствуют заданным значениям высоты Н u и числа полета.
НОМ	ном
Укажем общее решение задачи. Вначале выполняется приведение параметров двигателя, в том числе и импульса потока в выходном сечении сопла, к номинальным значениям полного давления и температуры торможения (формулы (5.1)).
После нахождения перечисленных параметров в номинальных условиях полетная тяга двигателя определяется по формуле
п _ г - F л _ Г' u yFhff Т
г V.HOM 2С.Н0М 2 С ^Н.НОМ VrB.HOM г ±ном уге2гв 2 н.ном ’
которая справедлива при соблюдении условий подобия. Нарушение подобия может произойти, например, при переходе от реали-зованного при испытаниях отношения давлении рв /рн к отношению рв ном /рн ном в случае работы двигателя при докритической степени понижения давления в сопле. В таких случаях в формулы вводятся поправки, учитывающие нарушение подобия, определяемые экспериментальным или расчетным путем.
При нахождении параметров двигателя в номинальных условиях следует учитывать программу его управления. Так, может оказаться, что температура газа за турбиной Т'т ном , приведенная к номинальным условиям, будет выше максимально допустимого значения Тт тах . В этом случае номинальную температуру воздуха на входе TR ном следует найти из условия
179
Т* = Т‘ Т/Т„ . Тогда соответствующее ей номинальное в.ном	т.тах в т	J
значение числа М будет равно
Миом = V(t;'.hom/Th.hom-1)2/(*-1) .
Это означает, что, по условиям ограничения уровня температуры за турбиной, двигатель не может выйти на значение Мном . Величина Мном по условиям ограничения Т* будет ниже Мном .
5.5.	ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Зависимость параметров двигателя от высотно-скоростных условий и положения РУД называют высотно-скоростными характеристиками (ВСХ).
Применительно к испытаниям на высотных стендах полетные условия удобнее задавать значениями полного давления р* , температуры торможения Тв воздуха на входе в двигатель и давления окружающей среды рн . ВСХ складываются из отдельных видов характеристик — дроссельных, скоростных, высотных.
Дроссельные характеристики. Дроссельные характеристики (ДХ) представляют собой зависимости параметров двигателя от положения РУДа, режима работы в фиксированных полетных условиях.
Для всех двигателей при приемосдаточных испытаниях определяются ДХ в условиях Н = 0 и М = 0. При испытаниях на высотном стенде для большинства двигателей ДХ находятся в условиях крейсерского дозвукового полета. Наиболее часто указываются условия Н = 11 км и М = 0,8. Остальные полетные условия, в которых определяются ДХ, включаются в программу испытаний в зависимости от типа двигателя.
Дроссельная характеристика определяется в диапазоне режимов от малого газа до максимального или максимального форсированного режима последовательным выводом двигателя на фиксированный установившийся режим работы. Перед измерением параметров, снятием контрольной точки производится выдержка
180
в течение 3...5 мин для получения установившегося режима двигателя и стенда.
Для устранения дефектов гестерезиса в измерительных системах, системах управления двигателем и стенда ДХ определяются в двух направлениях: при увеличении режима — прямой ход и при уменьшении режима — обратный ход. При этом особое внимание обращается на моменты срабатывания элементов механизации двигателя, клапанов перепуска воздуха, регулируемых направляющих аппаратов и т. д.
Наиболее часто ДХ представляются зависимостями параметров двигателя от частоты вращения одного из роторов и зависимостями удельного расхода топлива С от тяги Ру . Такие зависи-J Г-У
мости позволяют определить значения удельного расхода топлива при заданных значениях тяги на основных режимах работы двигателя и сопоставить их с расчетными или заданными по техническому заданию значениями. На максимальном режиме основными контролируемыми величинами являются тяга двигателя и температура газа перед турбиной.
Дроссельная характеристика на форсированных режимах представляется в виде зависимости параметров от коэффициента избытка воздуха в форсажной камере , который определяет степень форсирования двигателя.
Скоростная характеристика. Скоростная характеристика (СХ) представляет собой зависимость основных параметров двигателя от числа М полета на постоянной высоте полета Н. СХ используется при анализе процесса разгона ЛА. Чаще всего СХ определяется на высотах Н > 11 км от числа М > 1 до максимальных сверхзвуковых скоростей. Наибольший интерес представляет разгон при максимальном значении температуры газа перед турбиной Тг и максимальной степени форсирования.
Скоростная характеристика определяется двумя способами. В первом параметры двигателя измеряются на установившихся режимах работы, когда двигатель и стенд последовательно выводятся на различные значения чисел М, например, М= 1,1; 1,2; 1,3 и т.д. до максимальных значений. Перед каждым измерением двигатель выдерживается определенный промежуток времени для получения установившегося режима. Во втором способе имитируется изменение чисел М по времени, соответствующее реальному
181
процессу разгона ЛА. В этом случае производится непрерывное измерение параметров двигателя.
Критическими величинами, контролируемыми при испытаниях, в первую очередь являются температура газа перед турбиной Т* и коэффициент избытка воздуха в форсажной камере . Число М находится из отношения температуры торможения воздуха на входе Тв к температуре воздуха Ти на заданной высоте полета по стандартной атмосфере.
Высотная характеристика. Высотная характеристика определяется до максимально потребной высоты полета обычно на максимальном или максимальном форсированном режиме работы при постоянном числе М.
При увеличении высоты полета Н происходит уменьшение чисел Re в отдельных элементах двигателя. Раньше всего в неавтомодельную область по числу Re попадает турбина низкого давления, затем — компрессор и турбина высокого давления. Снижение их КПД может достигать нескольких процентов. Из-за этого на постоянной частоте вращения происходит увеличение температуры газа перед турбиной и за турбиной. Увеличение температуры газа может составить более 100 К. При этом ухудшаются процессы смесеобразования и сгорания, что выражается в уменьшении полноты сгорания и увеличении неравномерности температурного поля на выходе из камеры сгорания. Последнее обстоятельство вместе с повышением уровня Тг серьезно влияет на надежность турбины двигателя и требует подробного исследования температурной неравномерности. Для этого производится измерение температурного поля на выходе из турбины с использованием многоточечных гребенок термопар или вращающихся приемников термопар.
С увеличением высоты полета пропорционально давлению уменьшаются в несколько раз значения расхода воздуха, топлива, тяги и всех давлений по проточной части двигателя, что затрудняет измерение этих величин с необходимой точностью. Поэтому становится необходимым применение многодиапазонных систем измерений.
Оценка влияния теплового состояния на параметры двигателя. Описанные выше характеристики двигателя относились к полностью прогретому двигателю. В то же время практика пока
182
зывает, что в большинстве случаев тепловое состояние двигателя является неустановившимся, что, в частности, приводит к изменению по времени радиальных зазоров в компрессорах и турбинах и, как следствие, к изменению характеристик двигателя.
Проверка влияния теплового состояния на параметры двигателя проводится в двух случаях: во-первых, при постоянных значениях режимных параметров (высоты Н, числа М, положения РУДа) после резкого изменения режима работы, например после приемистости от режима малого газа до максимального режима; второй вид проверки заключается в быстром изменении полетных условий (Н числа М) при постоянном положении РУДа. Характерным примером может служить изменение параметров двигателя при снятии скоростной характеристики, когда число М полета меняется в быстром темпе, соответствующем реальным условиям полета. Влияние нестационарности теплового состояния определяется при сравнении скоростной характеристики, полученной при ступенчатом изменении числа М и прогреве двигателя перед снятием контрольной точки, с характеристикой, полученной при быстром изменении числа М.
5.6.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И ХАРАКТЕРИСТИК ЭЛЕМЕНТОВ ПРИ ИСПЫТАНИЯХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Определение параметров рабочего процесса и характеристик элементов при испытаниях серийных двигателей необходимо для дополнительного контроля их стабильности в процессе производства и эксплуатации. Особенно большую роль играет изучение этих величин при испытаниях опытных двигателей, так как часто наблюдаются отличия экспериментальных данных от предварительно рассчитанных или заданных ТУ.
Одной из целей испытаний является получение действительных характеристик элементов, работающих в системе двигателя, что с помощью математической модели двигателя позволяет провести расчет высотно-скоростных характеристик в требуемом диапазоне полетных условий, выбрать оптимальную программу управления двигателем, оптимальные размеры характерных сечений проточной части, проверить эффективность мероприятий по улучшению данных двигателя. Однако при испытаниях двигателя по
183
лучить характеристики элементов в широком диапазоне влияющих факторов нельзя из-за ограниченного числа регулируемых элементов для изменения положения линий рабочих режимов на характеристиках элементов. Поэтому, наряду с результатами испытаний двигателя, широко используются данные испытаний отдельных элементов.
Перед началом испытаний двигателя известна его математическая модель, базирующаяся, как правило, на характеристиках элементов, полученных при автономных испытаниях. На этапе испытаний двигателя речь идет не о разработке математической модели, а только об ее уточнении, или об идентификации — согласовании модели с экспериментальными данными. Для этого широко используются различные математические методы. Математическая модель будет адекватной, если с ее помощью получают значения параметров двигателя в пределах допустимых погрешностей измерений.
Препарирование двигателя. Утвердившийся на практике термин “препарирование двигателя” означает оснащение его приемниками, служащими для измерения различных величин, с целью получения информации о рабочем процессе, прочностных, вибрационных свойствах, тепловом состоянии деталей, характеристиках элементов, основных систем и др. Получение таких данных и составляет, по существу, цель испытаний; препарирование делает испытания информативными.
Препарирование непосредственно двигателя дополняется стендовыми измерительными системами для измерения силы, действующей на динамометрическую платформу, расходов топлива и г>озмуха. К стендовым сиотсгизм относятся таклсс изхттсрония полот ных режимных параметров, полного давления /?* , температуры торможения Тв и давления окружающей среды. Препарирование включает также приемники, используемые в системе контроля и управления двигателем. Такие измерения называют штатными. Здесь в качестве примера можно привести термопары, устанавливаемые за турбиной двигателя, сигналы которых используются для контроля уровня температуры газа перед турбиной и в некоторых случаях для регулирования подачи топлива. Сигналы этих измерений регистрируются бортовой системой контроля или стендовыми системами.
184
При исследованиях рабочего процесса и характеристик двигателя необходимо знать давление и температуру потока на границах элементов — вентилятора, компрессора, камеры сгорания, турбин, форсажной камеры и реактивного сопла. Однако полные и подробные измерения этих величин не всегда удается выполнить по различным причинам. Так, давление и температуру на выходе из камеры сгорания измеряют в очень редких случаях из-за трудностей установки приемников в потоке с высокой температурой газа. По конструктивным условиям трудно расположить приемники в сечениях между турбинами в многовальном двигателе. Другое препятствие к установке в проточную часть двигателя приемников — их влияние на параметры рабочего процесса вследствие появления дополнительных гидравлических сопротивлений. Кроме того, следует учитывать, что приемники являются потенциальными источниками повреждения проточной части.
При испытаниях серийных двигателей препарирование используется в минимальном объеме. Прежде всего необходимо обеспечить измерение температуры воздуха за компрессором, а применительно к двухконтурному двигателю — и давления за компрессором для косвенного нахождения температуры газа перед турбиной. Измерение давления и температуры за вентилятором и турбиной производится минимальным числом приемников. Цель этих измерений — в проверке стабильности характеристик двигателя, о которой судят по относительному изменению измеряемых параметров газового потока.
Для опытных двигателей используется более подробное препарирование с использованием нескольких гребенок приемников температуры и давления в характерных сечениях. Гребенки применяются двух типов — радиальные и шаговые (рис. 5.8 и 5.9). Первые фиксируют радиальную неравномерность, вторые — окружную; наиболее достоверную информацию получают при использовании нескольких радиальных и шаговых гребенок.
Определение параметров рабочего процесса. Температура газа перед турбиной — один из главных параметров, определяющих не только термодинамический рабочий процесс, но и надежность, ресурс двигателя. Температура Т* определяется, как правило, косвенным путем, поскольку прямые измерения затруднены из-за высокого уровня температуры и большой неравномерности потока на выходе из камеры сгорания.
185
Рис. 5.8. Схема препарирования двигателя:
° — термопара или приемник полного давления; А—А — сечение за вентилятором во внутреннем контуре; Б—Б — сечение за вентилятором в наружном контуре и за компрессором низкого давления; Б—В — сечение за вентилятором в наружном контуре; Г—Г — сечение за компрессором высокого давления;
Д—Д — сечение на выходе из наружного контура и за турбиной
Для одноконтурного двигателя значение Т* находится из уравнения энергии для входного и выходного сечений камеры сгорания:
GT_
к ^г ~ срп + срп ^ст
(5.21)
£
где Ср Тl — энтальпия воздуха, ~рп — условная энтальпия, равная разности энтальпии продуктов сгорания и энтальпии воздуха (7СТ = 293 К); Т|г — коэффициент полноты сгорания топлива.
Как видно, для нахождения величины Т* необходимо измерить расход топлива GT , воздуха GK , температуру воздуха на выходе из компрессора Тк . Расход воздуха на входе в камеру сгорания находится как разность расхода воздуха на входе в двигатель GB и отборов воздуха на охлаждение турбины, включая утечки и другие потери воздуха от компрессора:
186
Рис. 5.9. Установка гребенок в проточной части двигателя: А—А — сечение за вентилятором во внутреннем контуре; Б—Б — сечение за вентилятором в наружном контуре и за компрессором низкого давления; Г—Г — сечение за компрессором высокого давления; Д—Д — сечение на выходе из наружного контура и за турбиной низкого давления
Обычно под величиной Т* понимается температура газа в критическом сечении первого соплового аппарата турбины, поэтому в величину отборов воздуха от компрессора не включается расход воздуха на охлаждение передней кромки соплового аппарата турбины, попадающий через охлаждающие отверстия в поток газа.
Коэффициент полноты сгорания Т|г определяется по результатам испытаний изолированной камеры сгорания и используется в виде зависимости от коэффициента избытка воздуха а0 иногда также и от давления воздуха на входе в камеру сгорания рк :
Пг — f ’ Ру
Для двухконтурного двигателя расход воздуха на входе в камеру сгорания неизвестен, поэтому температура газа перед турби-
187
ной находится из решения системы двух уравнений — уравнения энергии (5.21) и уравнения расхода для первого соплового аппарата турбины:
В этой системе уравнений неизвестными величинами выступают расход воздуха, прошедший через критическое сечение соплового аппарата GK , и температура Т* . Для решения необходимо располагать значениями полного давления на входе в камеру сгорания Рк , которое измеряется при испытаниях; коэффициента восстановления полного давления в камере б.. . и пропускной спо-собности турбины
— ткр ^^с.а кр) ^с.а •
Пропускная способность турбины Ат находится либо по результатам продувок на специальной установке, либо рассчитывается с использованием измеренного значения площади критического сечения соплового аппарата Fc а . В многовальных двигателях значение УЦ, остается постоянным до глубоких дроссельных режимов. В некоторых случаях величину Ат определяют по характеристике турбины. Коэффициент восстановления полного давления . находят по результатам испытаний изолированной каме-ры сгорания.
Значение теплотворной способности топлива Ни определяется в лабораторных условиях.
В практике иногда температура воздуха за компрессором не измеряется, а находится расчетным путем с использованием измеренных значений степени повышения давления и КПД Т|*Е компрессора; последний находится по характеристике компрессора.
Степень повышения давления л^ и КПД суммарного процесса сжатия в двигателе в значительной мере определяют эконо-188
мичность и тяговые характеристики. Значение ЯК£ находится как отношение полного давления на выходе из последнего компрессора к полному давлению на входе в двигатель:
* * *
^кЕ — Рк /Р& *
КПД суммарного процесса сжатия находится по величине и температурам торможения на выходе из последнего компрессора и на входе в двигатель. Расчетные формулы учитывают изменение теплоемкости от температуры и состава газа. Сначала из уравнения изоэнтропического процесса сжатия находится температура Г’ : к.ад (*!	я ^4"
тк ад - s тв = Rв In Л Е
и далее КПД процесса:
с Т* - с Т*
* _ р к.ад /? в
1кХ	*	*
с Т - с Т ьр * к р В
По этим же соотношениям можно найти степени повышения давления и КПД отдельных компрессоров, если производятся соответствующие измерения давлений и температур на входе и выходе.
Следует отметить, что КПД отдельных компрессоров носят ориентировочный характер, поскольку погрешности измерений давлений и температур при небольших степенях повышения давления приводят к заметным погрешностям определения КПД.
В некоторых случаях полное давление за компрессором не измеряется, вместо него используется статическое давление, в том числе для последнего компрессора статическое давление в камере сгорания. Переход от статического давления к полному производится по дополнительным зависимостям, полученным при специальных измерениях.
Суммарная степень понижения давления на турбине находится как отношение полного давления за компрессором к полному давлению за турбиной с учетом коэффициента восстановления давления п „ : К »с
189
Определение полноты сгорания в форсажной камере Пф актуально для двигателей с форсажными камерами, рассчитанными на использование в широком диапазоне полетных условий и режимов работы двигателя. Для этого необходимо измерить температуру газа на выходе из сопла Тс . В этом сечении устанавливается гребенка термопар, обычно охлаждаемая водой. Суммарная полнота сгорания Т|£ находится из уравнения энергии, записанного для входного и выходного сечения двигателя:
СВ Ни - срп Т*с + срп Тст
При необходимости в это уравнение вводятся члены, учитывающие отборы воздуха и мощности от двигателя. Зная коэффициент полноты сгорания в основной камере Т| , можно найти коэффициент полноты сгорания в форсажной камере:
ст£ Пе - GT пг
Пф =-----ё-------•
Недостатком такого метода нахождения полноты сгорания является необходимость применения сложных гребенок для измерения температуры газа в выходном сечении сипла.
Определение коэффициента тяги Рс и коэффициента расхода цс свехзвукового сопла возможно при сравнительных испытаниях двигателя со штатным соплом и эталонными соплами, имеющими известные тяговые и расходные характеристики. Обычно в качестве эталонных сопел используются жесткие сужающиеся конические или сопла, имеющие профиль Витошинского, дающий равномерное поле потока на выходе. Чтобы поддерживать заданный режим работы газогенератора при различных степенях форсирования, необходимо располагать набором сопел различного диаметра.
190
На фиксированном режиме работы двигателя с эталонным соплом, используя измеренные значения тяги сопла Рс и расхода газа Gr через сопло, а также значения коэффициентов тяги и расхода
(5.22)
эталонного сопла в зависимости от степени понижения давления лс= р'с /рп , находим значения идеальной тяги, соответствующей изоэнтропическому расширению газа от давления р„ перед соплом до давления окружающей среды рн , и идеального расхода газа, определяемого по параметрам в критическом сечении сопла:
k
^с.ид = *[^|‘’Ч<7(ЧРрХвд^.кр;	(5.23)
I )
ткп *
Сг.вд = -7= Ре 4(\t1 Fc.kP •	(5.24)
v 1 с
Здесь значение Л.с ид находится из уравнения
что соответствует изоэнтропическому расширению газа от давления рс до давления рн . Значение A,cf соответствует параметрам потока в критическом сечении сопла, которое для эталонного сопла совпадает с выходным сечением. Если режим течения в сопле до-критический, то
~ ^с.ид •
191
Для сверхкритического режима Xct = 1. Написанные выше уравнения при постоянном значении k приведены для упрощения. В действительности используются переменные теплоемкости газа.
Решая уравнения (5.23) и (5.24) совместно с зависимостями (5.22) находим две неизвестные величины — полное давление перед соплом р* и температуру торможения Г* .
С установленным сверхзвуковым штатным соплом двигатель выводится на те же режимы, что и с эталонным. Используя най-
* денные ранее при испытаниях с эталонным соплом значения pQ , Т* , определяем идеальные значения тяги и расхода газа по формулам (5.23), (5.24). При этом необходимо измерить площадь критического значения штатного сопла. Затем, используя измеренные значения тяги и расхода газа по (5.22), находим искомые коэффициенты Р ,	.
Испытания с эталонным соплом позволяют найти также и коэффициент полноты сгорания по приведенной выше методике с помощью значения Т* и тем самым обойтись без измерений тем-пературы газа с помощью гребенок.
5.7.	ОСОБЕННОСТИ ИСПЫТАНИЙ ТУРБОВИНТОВЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Особенность ТВД заключается в больших расходах воздуха, проходящего через винт. В связи с этим для испытаний двигателя с винтом требуются стенды больших размеров. При этом условия течения воздуха в рабочей части стенда трудно приблизить к условиям обтекания двигателя и винта в условиях свободной атмосферы, что препятствует правильному определению тяги, создаваемой винтом и реактивной струей. Поэтому на практике реализуется методика, когда характеристики винта и двигателя определяются раздельно, в частности характеристики винта могут находиться при модельных испытаниях.
Отсутствие при испытаниях винта приводит к необходимости установки на стенд поглотителя мощности, который соединяется с силовой турбиной двигателя и объединяется с устройством измерения крутящего момента, что позволяет вычислить, измерив час-192
тоту вращения вала, мощность, развиваемую силовой турбиной. В качестве поглотителя мощности применяются различные устройства, часто для этой цели используется гидротормоз. Габаритные размеры поглотителя мощности в свою очередь определяют компоновку испытательного стенда. В случае испытаний двигателя с редуктором и, следовательно, с поглотителем мощности большого размера последний устанавливается вне стенда.
Такая компоновка с выносным поглотителем мощности требует длинного вала, что вызывает трудности по обеспечению соосности валов редуктора и поглотителя мощности. Для соединения может применяться гибкая муфта, компенсирующая несоосность в несколько градусов.
Поскольку двигатель связан валом с поглотителем мощности, установленным на фундаменте, измерение тяги, создаваемой реактивной струей, невозможно. В этом случае приходится прибегать к ее косвенному определению. Для этого измеряют параметры потока на входе в сопло, полное давление рс , температуру торможения Тс , что вместе с измеренным расходом воздуха GB и топлива GT позволяет определить тягу сопла, производимую истекающей струей газа,
Рс = рв + К	Дг Тс •
I	J	т 1
где — приведенная скорость, полученная при условии изоэн-V» ид
тропического расширения потока от давления р* до давления окружающей среды рн .
Коэффициент тяги сопла может быть определен при специ-альных испытаниях, в том числе и при модельных.
Тяга двигателя без винта, как и ранее, находится по формуле Pv = Pc-GBVn.
В целом ТВД характеризуется значением эквивалентной мощности
=^в +
PvVn Пв
193
где N — мощность, развиваемая на валу и измеряемая при испы-
В
таниях; Т|в — КПД винта.
Экономичность ТВД определяется удельным расходом топлива:
С =G^ /N„ .
Если двигатель испытывается без редуктора, то в связи с уменьшением габаритных размеров поглотителя мощности появляется возможность расположить его на динамометрической платформе вместе с двигателем. Такая компоновка позволяет провести измерение тяги двигателя, получаемой за счет реактивной струи. В этом случае измерение тяги на наземном стенде ничем не отличается от измерения тяги ТРД.
Измерение тяги на высотном стенде может быть обеспечено при испытаниях по схеме с перегородкой (рис. 5.10). В первом отсеке, в котором находится входное устройство, обеспечиваются заданные значения полного давления р* и температуры торможения То во входном сечении двигателя. Во втором отсеке, в котором на-ходится реактивное сопло, устанавливается давление окружающей среды рн.
Рис. 5.10. Установка двигателя на высотном стенде по схеме с перегородкой:
1 — барокамера; 2 — поглотитель мощности с измерителем крутящего момента; 3 — двигатель без редуктора;
4 — перегородка; 5 — соединительный вал;
6 — динамометрическая платформа
Поскольку поглотитель мощности располагается рядом с двигателем, соединительный вал получается коротким, что облегчает
194
обеспечение соосности. Однако такая компоновка имеет недостатки. Поглотитель мощности и совмещенный с ним измеритель крутящего момента обтекаются потоком воздуха, поступающим в двигатель, температура которого меняется в широких пределах, что влияет на точность измерения крутящего момента.
Между ресивером и барокамерой должно быть установлено устройство для получения равномерного потока во входном сечении барокамеры.
Тяга может быть определена на основании правил, которые были ранее изложены применительно к определению тяги на открытых и высотных стендах.
Возможны также испытания ТВД с прямым измерением тяги и крутящего момента. Поглотитель мощности в этом случае размещается на динамометрической платформе, а подвод воздуха к двигателю осуществляется перпендикулярно его оси. При такой компоновке на динамометрическую платформу будет действовать сила, равная тяге сопла. Недостатком такой схемы испытаний является трудность обеспечения требуемой точности измерения крутящего момента при изменении давления в барокамере.
Важная особенность ТВД — наличие дополнительной степени свободы по сравнению с ТРД. Первый двигатель обычно имеет два регулируемых параметра — частоту вращения ротора двигателя п и температуру газа пред турбиной 71* или за турбиной Г* . Соответственно имеются и два регулирующих фактора — расход топлива GT и угол установки лопастей винта ср. В связи с этим при испытаниях двигателя без винта снимается не одна , а поле дроссельных характеристик (рис. 5.11). Соответствующей загрузкой гидротормоза можно получить зависимости мощности Ne от частоты вращения п при постоянных значениях температуры газа перед турбиной 7^ . Область возможных режимов работы двигателя ограничивается максимальными и ftv , Т* и границей ус-
I Шал х	’	**
тойчивой работы двигателя.
На поле характеристик наносятся линии постоянных значений расхода топлива GT и углов установки лопастей винта <р. Последние находятся либо по результатам автономных (модельных
195
или натурных) испытаний винта, либо по результатам испытании двигателя с винтом, при этом двигатель оснащается встроенным в редуктор измерителем крутящего момента.
Рис. 5.11. Поле дроссельных характеристик ТВД
Полученная область режимов работы двигателя позволяет выбрать оптимальную программу дросселирования. На максимальном режиме в окрестности максимальных значений частоты
_ _    	rvt ж w Л «-ч. »-»	w^-vv*-**-* Л ~ —
ВрЛНдСНИЛ fl м 1‘CIViaa vpd. i у	л дпшаТилЬ дОлЖСп рсдЗВИВслТ!»
требуемое по ТУ значение максимальной мощности (точка А на рис. 5.11). Линия АВ определяет наиболее экономичное дросселирование двигателя, поскольку на линиях постоянных расходов топлива выбирается точка с максимальной мощностью. Эта программа дросселирования достигается путем снижения расхода топлива при одновременном уменьшении угла установки лопастей винта. Для обеспечения лучшей приемистости может быть выбрана программа с увеличением частоты вращения п при <pm.n и затем с увеличением <р при п — const (ломаная ВСА). Выбранная программа дросселирования и разгона окончательно отлаживается при испытаниях.
196
5.8.	ИСПЫТАНИЯ ПО ОПРЕДЕЛЕНИЮ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ
Одним из важных видов испытаний являются испытания по определению газодинамической устойчивости (ГДУ) двигателей. Газотурбинный двигатель включает в себя один или несколько компрессоров, которые, как известно, работают устойчиво только в определенной области режимов. Вне этой области в компрессоре появляется вращающийся срыв или происходит потеря устойчивой работы двигателя — помпаж, что приводит к необходимости выключения двигателя.
Компрессор, работающий в системе двигателя, обладает запасом газодинамической устойчивости, измеряемым расстоянием от линии рабочих режимов (ЛРР) до границы устойчивой работы (ГУ). При этом используются критерий устойчивости Ку и запас устойчивости ДКу :
(як /Gb npjry
/6?в-пр)лрр
ДКу =
Ку- Р 100%.
(5.25)
Эти параметры находят при постоянном значении приведенной частоты вращения.
Под влиянием эксплуатационных факторов и режимов работы двигателя ЛРР меняет свое положение. Запасы устойчивой работы в фиксированных условиях полета определяются относительно ЛРР, соответствующей установившимся режимам работы двигателя. Различают понятия “располагаемые запасы устойчивости” и “потребные запасы”. Потребные запасы назначаются с учетом факторов, приводящих к сдвигу ЛРР к ГУ, таких, как:
—	тепловое состояние двигателя;
—	переходные режимы;
—	условия полета;
—	неоднородность потока на входе в двигатель.
Действительные, располагаемые запасы устойчивости должны превышать потребные. Располагаемые запасы находятся экспериментально на установившихся, переходных и динамических режимах работы двигателя.
В первом случае изменяют степень дросселирования компрессора в системе двигателя специальными методами. Степень дрос-
197
селирования меняется ступенчато, и на каждой ступеньке на установившемся режиме фиксируются положение ЛРР, критерии устойчивости, и так последовательно до момента потери устойчивости двигателя.
Чтобы лучше представить способы дросселирования компрессора в системе двигателя, рассмотрим для примера одновальный ТРД.
ЛРР может быть сдвинута к ГУ уменьшением площади соплового аппарата турбины F . При этом увеличивается степень по-нижения давления газа на турбине лт , температура газа перед турбиной уменьшается, что приводит, тем не менее, при уменьшении Fc к перемещению ЛРР к ГУ. Такой способ неудобен тем, что требуется несколько отдельных сборок для изменения степени дросселирования.
Дросселирование также может быть осуществлено уменьшени-* ем площади сопла, что приводит к уменьшению величины лт и, следовательно, к повышению температуры газа перед турбиной Т? . Этот способ менее эффективен, поскольку сдвиг ЛРР к ГУ происходит вследствие увеличения температуры газа Т* , что, естественно, ограничивает возможности метода. Расширить диапазон дросселирования можно применением при испытаниях на высотных стендах воздуха с пониженной температурой Т* . Преимущество метода заключается в том, что можно использовать регулируемое сопло и непрерывно регулировать степень дросселирования. С тем же эффектом при испытаниях можно использовать увеличение давления в барокамере, что приводит к уменьшению плотности тока в критическом сечении сопла ) и степени по-нижения давления л* , если X < 1. 1	V*
Кроме указанных способов, можно использовать также вдув воздуха от постороннего источника или впрыск воды в камеру сгорания. Физическое воздействие на положение ЛРР эквивалентно уменьшению площади критического сечения соплового аппарата турбины. Отличие состоит в том, что при этом понижается температура газа перед турбиной.
Определение запасов ГДУ на переходных режимах основано на том, что ускорение ротора двигателя обеспечивается превыше-198
нием работы турбины над работой компрессора. Этим режимам двигателя соответствуют большая подача топлива и более высокий уровень температуры газа перед турбиной по сравнению с установившимися режимами. В результате на режимах приемистости ЛРР располагаются выше ЛРР на установившихся режимах. При проведении таких испытаний АСУ настраивается на более высокий темп приемистости. Применение этого метода ограничивается из-за роста температуры газа перед турбиной.
Для определения ГДУ используются также динамические режимы работы, которые отличаются от переходных ускоренным протеканием газодинамического процесса. К таким способам относится определение запасов ГДУ путем кратковременного заброса топлива в камеру сгорания. При этом происходит кратковременное увеличение температуры газа Т'г и работы турбины, что вызывает перемещение ЛРР к ГУ, а также увеличение частоты вращения ротора. Поскольку скорость газодинамических процессов значительно выше скорости увеличения частоты вращения ротора из-за большой его инерционности, уменьшение ГДУ происходит практически при постоянной частоте вращения ротора. Кратковременное повышение температуры газа Т" не опасно для прочности турбины.
Для двигателей более сложных схем применяются, помимо перечисленных, и другие методы определения запасов ГДУ. На пример, может использоваться регулирование площади смесителя в двухконтурном двигателе, перепуск воздуха из отдельных ступеней компрессоров в наружный контур. При этом, как правило, одного метода недостаточно, требуется применение комбинации нескольких методов.
Неоднородность потока на входе — один из наиболее сильно влияющих факторов на положение ЛРР и ГУ. Влияние неоднородности на характеристики и газодинамическую устойчивость компрессоров наиболее точно воспроизводится при испытаниях двигателей совместно с самолетным воздухозаборником. Как правило, опытный двигатель проходит такие испытания в статических условиях (Н = 0, М = 0) на наземных стендах. Испытания также проводятся на высотных стендах, на которых в окрестности входной части воздухозаборника создается картина течения, аналогичная полетным условиям. Однако при таких испытаниях параметры неоднородности, неравномерность и пульсации полного давления сильно коррелировапы между собой, что ограничивает науч
199
ную ценность исследований. Кроме того, эти испытания весьма дорогостоящие. В связи с этим применяются испытания двигателя с генератором неоднородности, в котором неравномерность и пульсации полного давления создаются плохообтекаемыми телами, интерцепторами, помещенными в поток перед двигателем.
Исходные данные для имитации неоднородности натурного воздухозаборника получают при испытаниях модели воздухозаборника или при летных испытаниях, в том числе и на критических режимах, т.е. при максимальных углах атаки и скольжения, максимальных числах М полета и отрицательных отклонениях температуры окружающей среды от стандартного значения. Форма интерцептора и степень затенения, создаваемая им, определяют неравномерность полного давления, а расстояние от интерцептора до входа — уровень пульсаций полного давления. Применяются генераторы различной сложности, которые могут создавать переменные уровни неоднородности, например, вводом пластин перпендикулярно потоку или поворотом установленной в потоке пластины определенной формы вокруг продольной оси.
При испытаниях двигателя совместно с таким генератором проверяется чувствительность двигателя к неоднородности потока и определяются потребные запасы ГДУ на неоднородность потока, а также выбирается уровень входной неоднородности для проверки серийных двигателей на достаточность запасов. При серийном выпуске каждый или один двигатель из определенной партии проверяется с выбранным интерцептором на достаточность запасов ГДУ от неоднородности потока.
Генератор неоднородности может применяться при испытаниях двигателя также для нахождения располагаемых запасов ГДУ. Если в первом случае двигатель с выбранным уровнем неоднородности потока должен работать без потери устойчивости, то во втором случае двигатель доводится до режима потери устойчивости путем увеличения уровня неоднородности.
5.9.	ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
НА ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМАХ
Основными видами испытаний двигателей на переходных режимах являются испытания по проверке запуска и приемистости. Чтобы охарактеризовать основные задачи, решаемые при
200
этих испытаниях, достаточно рассмотреть испытания по проверке
запуска.
Запуск двигателя является одним из важнейших эксплуатационных свойств, проверяемых при испытаниях. При запуске двигатель должен выходить на режим малого газа за определенный промежуток времени после нажатия кнопки “Запуск” и перевода РУД в положение “Малый газ”. Различают земной и высотный запуски.
Основные периоды запуска можно показать на характеристике компрессора (рис. 5.14). Линия 1—2 соответствует выходу в устойчивую область пусковой характеристики камеры сгорания с помощью пускового устройства (стартера) или с режима авторотации при запуске в полете.
Режим авторотации определяется отношением полного давления на входе в двигатель к давлению окружающей среды:
При отсутствии влияния полетных условий на характеристики элементов двигателя безразмерные или приведенные его параметры зависят от одного критерия подобия — числа М полета. С увеличением числа М полета наблюдается рост приведенных значений частот вращения, давлений и температур в проточной части двигателя до момента достижения критической степени понижения давления в сопле или предела расширительной способности турбины. Число М, при котором это происходит, называется предельным (Мппо„). При М > MTT_._JT приведенные параметры двигате-ля остаются постоянными, т.е. двигатель выходит на максимальную приведенную частоту вращения. На характеристике компрессора режиму авторотации двигателя с неизменными геометрическими размерами соответствует единая ЛРР. При увеличении площади критического сечения сопла ЛРР смещается в сторону больших расходов воздуха и увеличения запасов устойчивой работы, увеличения приведенной частоты вращения.
Сильное влияние на режим авторотации и последующий процесс запуска оказывают отборы мощности и воздуха на самолетные агрегаты. При увеличении этих отборов уменьшается максимальная приведенная частота вращения ротора и сам процесс авторотации начинается не с нулевого значения частоты вращения,
201
а с некоторого конечного, т. е. в диапазоне некоторых чисел М ротор двигателя остается неподвижным.
Безразмерную характеристику авторотации получают путем последовательного выхода двигателя на различные отношения давлении рв /рн . При этом полное давление и температура торможения воздуха на входе остаются постоянными и соответствуют обычно характерным условиям полета. Кроме того, проводятся испытания двигателя при пониженных значениях полного давления и температуры торможения воздуха на входе, соответствующих максимальной высоте полета, при которой двигатель должен запускаться.
Затем оценивается влияние отборов мощности и воздуха от двигателя на параметры авторотации. Для этого на двигатель устанавливаются самолетные агрегаты, генераторы, гидронасосы, а для их загрузки на стенде монтируются специальные системы.
В ряде случаев возникает необходимость определения продолжительности выхода на режим авторотации. При этом различают два случая — выход на режим авторотации торе в исходном положении и выход после ля. В первом случае выход сопровождается вращения, во втором — ее уменьшением.
Режим работы двигателя от пускового устройства без подачи топлива в камеру сгорания называется режимом холодной прокрутки. На характеристике компрессора режимы холодной прокрутки располагаются выше режимов авторотации. С увеличением числа М полета линии холодной прокрутки смещаются вправо по напорным ветвям и при числах М > 0,8 вырождаются в режимы авторотации. При испытаниях по исследованию режимов холодной прокрутки и авторотации фиксируется коэффициент скорости на входе в камеру сгорания ZK , определяющий, наряду с другими параметрами, пусковые свойства камеры сгорания. На режимах холодной прокрутки величина располагается значительно ниже, чем на режимах авторотации (рис. 5.12).
Важной характеристикой холодной прокрутки является потребляемая мощность. Зависимость мощности прокрутки от частоты вращения близка к параболической. У каждого типа двигателей, а в ряде случаев и у отдельных экземпляров двигателей в количественном отношении зависимость мощности от частоты раз-
при неподвижном ро-выключения двигате-увеличением частоты
лична и плохо поддается обобщениям. При низких температурах атмосферного воздуха мощность холодной прокрутки существенно меняется вследствие возрастания мощности трения в трансмиссии двигателя.
Рис. 5.12. Изменение приведенной скорости Хк на входе в камеру сгорания в зависимости от частоты вращения: ----------------- — авторотация; --------- — холодная прокрутка
Для запуска авиационных двигателей применяются пусковые устройства различного типа. Наиболее распространены электрические пусковые устройства для двигателей малой размерности и воздушные и газотурбинные — для двигателей средней и большой размерности. Каждому пусковому устройству свойственна определенная механическая характеристика, представляемая обычно в виде изменения крутящего момента в зависимости от частоты вращения. При испытаниях проводится проверка зависимости механической характеристики пускового устройства от состояния источников питания, которые могут менять свои параметры под влиянием окружающей среды.
Известны различные способы воспламенения топливовоздушной смеси в камере сгорания, например, от свечи зажигания до применения самовоспламеняющихся пирофорных топлив. Пусковая характеристика камеры сгорания, определяющая совокупность параметров, при которых происходят воспламенение и последующее устойчивое горение топлива, зависит от большого числа факторов и подробно исследуется при автономных испытаниях камеры сгорания. Для камер сгорания, работающих в системе двигателя, переменными являются условия на входе в камеру сгорания и расход топлива или коэффициент избытка воздуха.
Зависимости пусковых характеристик весьма сложны, поэтому при исследованиях применяются методы планирования эксперимента, подобия и размерности. Так, пусковую характеристику часто представляют в координатах aG — рк /ск , где а0 — коэффи
203
циент избытка воздуха; рк — давление; ск — скорость на входе в камеру сгорания (рис. 5.13). В результате экспериментов получают граничную кривую = f{pK /ск^ > которая делит область на две части, в одной из которых обеспечиваются устойчивое воспламенение и горение топлива. При выходе двигателя на исходный режим
Рис. 5.13. Пусковая характеристика камеры сгорания (заштрихована граница воспламенения)
ключительном этапе
запуска, авторотации или режима холодной прокрутки необходимо обеспечить попадание в устойчивую область пусковой характеристики.
Воспламенение топливо-воздушной смеси (ТВС) происходит при постоянной частоте вращения компрессора (линия 2—3 на рис. 5.14). После воспламенения ТВС в основной камере сгорания происходит разгон двигателя при работающем пусковом устройстве (или без него). Линия разгона на характеристике компрессора (линия 4—5—6 риС. 5.14) располагается выше линии рабочих установившихся режимов и приближается к границе устойчивой работы. Регулировка системы автоматического управления на за-запуска должна обеспечить выход двигателя
на режим малого газа без холодного и горячего зависания.
Холодное зависание (прекращение разгона двигателя вследствие занижения температуры газа перед турбиной) свидетельствует о недостаточной подаче топлива или о низкой полноте его сгорания в основной камере сгорания. Горячее зависание получается, когда компрессор попадает в область неустойчивой работы из-за избыточной подачи топлива для данных условий запуска. Провер
ка системы запуска проводится на специальных климатических стендах. Температура воздуха на входе в двигатель изменяется в пределах -60....+60 С, а его давление — в пределах значений, соответствующих высотам расположения аэродрома от Н = 0 до Н = 5 км. Для этих условий необходимо определить единую регулировку (изменение по времени) подачи топлива. Кроме того, в характерных точках процесса запуска (воспламенение ТВС, появление избыточной мощности турбины, достижение минимального
204
запаса ГДУ и др) оцениваются допуски на единую регулировку подачи топлива и запасы по минимальному и максимальному его расходу. Определяется при этом и время запуска. Все эти величины должны соответствовать значениям, заданным по ТЗ.
Рис. 5.14. Основные процессы запуска на характеристике компрессора:
линия 1—2 — холодная прокрутка; линия 2—3 — воспламенение топлива; линия 3—4 — выход на линию рабочих режимов;
линия 4—5 — разгон с сопровождением пускового устройства; линия 5—6 — разгон без пускового устройства;
линия 6—7 — линия установившихся режимов (заштрихована область неустойчивой работы компрессора)
Отработка пусковых характеристик двигателя в полетных условиях производится на высотных стендах, при этом должен быть обеспечен нормальный запуск двигателя ( выполнение заданных по ТЗ ограничений по времени запуска и забросу температуры газа за турбиной) в заданной области по высоте и скорости полета (область запуска). Кроме того, должны быть определены границы запуска и воспламенения ТВС (по М и Н) и показано, что область запуска удалена от этих границ с должными запасами. Процесс запуска зависит от большого количества факторов (атмосферные условия, параметры пускового устройства, тепловое состояние двигателя, запасы ГДУ, загрузка агрегатов и др). Поэтому при его исследовании и отработке актуальным является использование методов планирования эксперимента и математического моделирования.
205
ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
1.	Для чего в дополнение к стандартным атмосферным условиям вводятся расчетные атмосферные условия?
2.	Насколько целесообразно принятое условие для САУ, что абсолютное влагосодержание d = О?
3.	Что в наибольшей степени вызывает нарушение подобия работы двигателя?
4.	Какими способами можно уменьшить поправки к измеренной тяге двигателя на закрытом наземном стенде?
5.	При каких условиях измеренная сила при испытаниях двигателя по схеме с присоединенным трубопроводом будет равна полетной тяге?
6.	Как формы представления результатов испытаний двигателя зависят от вида характеристики — дроссельной, скоростной, высотной?
7.	Для определения каких параметров рабочего процесса используется уравнение энергии?
8.	Пути нахождения параметров рабочего процесса и характеристик узлов.
9.	Особенности испытаний ТВД.
10.	На каких принципах основаны способы определения запасов газодинамической устойчивости двигателя?
11.	Какие элементы двигателя определяют его запуск, и какие в связи с этим требуются измерения?
206
Глава 6. ИСПЫТАНИЯ ПО ПРОВЕРКЕ
РЕСУРСА И НАДЕЖНОСТИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
6.1.	РОЛЬ ИСПЫТАНИЙ В ОБЕСПЕЧЕНИИ РЕСУРСА
И НАДЕЖНОСТИ ДВИГАТЕЛЕЙ
Надежностыо называется свойство объекта сохранять во времени в установленных пределах значения всех параметров, характеризующих способность выполнять требуемые функции в заданных режимах и условиях применения, технического обслуживания, ремонтов, хранения и транспортировки.
Часто под надежностью понимают также безотказность технического объекта, т.е. свойство непрерывно сохранять работоспособное состояние в течение некоторого времени или некоторой наработки.
Работоспособное состояние отличается тем, что параметры объекта, характеризующие его способность выполнять заданные функции, соответствуют нормативным требованиям.
Важнейшей характеристикой, тесно связанной с надежностью, является долговечность. Под долговечностью понимается свойство изделия сохранять работоспособное состояние при установленных условиях технического обслуживания до некоторого предельного состояния, которое характеризуется тем, что дальнейшее применение объекта по назначению недопустимо или нецелесообразно. Например, для авиационного двигателя предельное состояние может характеризоваться значимым уровнем вероятности наступления отказов с опасными последствиями, т.е. таких, которые могут привести к катастрофическим ситуациям. К таким отказам относятся: разрушение элементов роторов, обломки которых не удерживаются внутри корпуса (нелокализованные раз
207
рушения); нелокализованные пожары; отказы, вызывающие повышение содержания в отбираемом в систему кондиционирования воздухе вредных примесей двигательного происхождения сверх допустимых концентраций; возникновение недопустимой тяги в направлении, противоположном движению самолета; невозможность отключения двигателя.
С точки зрения требований к надежности, анализа условий применения авиационные двигатели характеризуются рядом особенностей, которые учитываются как при разработке и производстве двигателей, так и при их испытаниях.
Так, большое разнообразие и изменчивость причин отказов, невозможность назначения больших запасов работоспособности элементов, сильная зависимость надежности ГТД от условий применения, требование недопустимости некоторых видов отказов требует проверки работы опытного двигателя при воспроизведении в испытаниях возможных в эксплуатации внешних воздействий и нагрузок. Для этого используются специальные и сертификационные испытания, которые, будучи непродолжительными, позволяют достаточно обоснованно судить о надежности двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.
Большие времена функционирования многих газотурбинных двигателей практически исключают возможность проверки их фактической долговечности. Поэтому необходимо проведение ускоренных испытаний, эквивалентных по повреждаемости основных элементов условиям эксплуатации.
Основной характеристикой долговечности авиационного двигателя является его ресурс. Применяется следующая классификация ресурсов:
—	полный назначенный ресурс двигателя;
—	назначенный ресурс двигателя;
—	гарантийный ресурс двигателя;
—	ресурс двигателя до первого капитального ремонта;
—	межремонтный ресурс двигателя;
—	начальный назначенный ресурс двигателя;
—	начальный ресурс двигателя до первого ремонта;
—	назначенный ресурс детали (узла, модуля);
—	эксплуатационный ресурс (при эксплуатации по техническому состоянию).
Назначенный ресурс двигателя — суммарная наработка, при достижении которой эксплуатация двигателя должна быть пре-208
кращена. Ресурс назначается для определенных условий производства и эксплуатации двигателя.
Полный назначенный ресурс двигателя — ресурс от начала его эксплуатации и до списания с эксплуатации.
Гарантийный ресурс двигателя — установленная наработка двигателя, в течение которой Изготовитель или Ремонтное предприятие производят ремонт двигателя при условии соблюдения правил эксплуатации, ремонта, хранения и транспортировки.
На начало регулярной эксплуатации устанавливаются величины начального назначенного ресурса двигателя и начального ресурса двигателя до первого капитального ремонта (начального гарантийного ресурса).
Межремонтный ресурс двигателя — наработка между последовательными капитальными ремонтами. Количество ремонтов в пределах полного назначенного ресурса не ограничивается.
Назначенный ресурс детали (узла, модуля) — наработка, при достижении которой применение данной детали (узла, модуля) двигателя па летательном аппарате по назначению должно быть прекращено независимо от ее состояния.
Эксплуатационный ресурс — установленная наработка двигателя при эксплуатации по техническому состоянию, в пределах которой он может эксплуатироваться без капитального ремонта.
Все виды ресурса устанавливаются в часах и в полетных циклах. Типовой полетный цикл характеризует работу двигателя в условиях типичного полета и содержит изменение во времени дав ления и температуры воздуха на входе в двигатель и основных параметров его рабочего процесса.
Двигатель, его узлы и агрегаты проектируются на величины полных назначенных ресурсов, исходя из ожидаемых условий эксплуатации. Эти данные содержатся в техническом задании на двигатель, включая типовые полетные циклы и планируемые наработки на тяжелых режимах.
На основании опыта разработки и эксплуатации двигателей сформированы общие рекомендации по величинам характерных значений ресурсов двигателей. Так, полный назначенный ресурс двигателя гражданской авиации должен быть, как правило, не менее 20 000 полетных циклов. Ресурс отдельных узлов и деталей может быть меньше ресурса двигателя, если это целесообразно по
209
техническим и экономическим соображениям. При продолжительности полетного цикла не более трех часов начальный ресурс до первого капитального ремонта устанавливается не менее 1000 полетных циклов (но не менее 1200 ч). Начальный назначенный ресурс двигателя устанавливается равным ресурсу до первого капитального ремонта. Календарный срок службы двигателя до первого капитального ремонта и межремонтный должен быть не менее 12 лет. Безусловно, приведенные данные могут пересматриваться по мере совершенствования конструкций двигателей и технологий их изготовления.
На этапе эскизного проекта разрабатывается план, содержащий этапы и сроки установления и увеличения всех видов ресурса двигателя и его узлов. План должен предусматривать завершение испытаний по подтверждению указанного в ТЗ полного назначенного ресурса не позднее чем через пять лет после начала эксплуатации. При достижении в эксплуатации заданного ТЗ гарантийного ресурса рекомендуется переводить парк двигателей на эксплуатацию по техническому состоянию.
Увеличение всех видов ресурсов двигателя в процессе его эксплуатации производится на основании положительных стендовых испытаний (или испытаний на летающей лаборатории) двигателя и его основных деталей, положительных результатов эксплуатации парка двигателей, разборки и дефектации их при ремонтах и анализа эффективности системы технического обслуживания и диагностики.
Успешное прохождение двигателем (его основными деталями) стендовых ресурсных испытаний является необходимым условием для установления (или увеличения) его ресурса. При стендовых ресурсных испытаниях должна в максимально возможной степени воспроизводиться повреждаемость деталей двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.
Стендовые ресурсные испытания подразделяются на эквивалентно-циклические испытания (ЭЦИ) основных деталей, ЭЦИ двигателя и испытания двигателя по эксплуатационной программе. Эквивалентно-циклические испытания являются основным видом ресурсных испытаний; в них сокращается время испытаний за счет уменьшения времени наработки на длительных малонапряженных режимах и сокращения слабо повреждающих переменных процессов при их эквивалентном приведении к тяжелым режимам и более нагруженным переменным процессам.
210
При испытаниях двигателя по эксплуатационной программе повторяются все установившиеся режимы и переменные процессы в последовательности, соответствующей работе двигателя в условиях эксплуатации.
Следует отметить, что при больших величинах ресурса проведение испытаний по эксплуатационной программе становится не только нецелесообразным, но даже практически невозможным, так как проверка мероприятий, направленных на устранение дефектов и повышение ресурса, при таких испытаниях требует огромного времени и затрат. Например, для проведения испытаний двигателя по эксплуатационной программе на ресурс 4000 ч необходим срок около года.
Разработка программ ресурсных испытаний базируется на знании закономерностей повреждаемости (моделей разрушения) деталей двигателя при различных видах нагрузок.
Для проверки надежности отдельных узлов, систем и двигателя в целом при различных условиях эксплуатации проводится большое количество (около 50 видов) специальных (сертификационных) испытаний. Практика показывает, что и в случае оптимального проектирования необходимо проведение большого объема экспериментально-доводочных работ по отработке надежности и ресурса двигателя. Так, при создании нового двигателя требуется до 150...200 испытаний в течение 10 000... 15 000 газовых часов при использовании нескольких десятков экземпляров опытных двигателей.
6.2.	ПОВРЕЖДАЕМОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ ДВИГАТЕЛЯ
ПРИ РАЗЛИЧНЫХ ВИДАХ НАГРУЖЕНИЯ
Отказ всегда связан с разрушением или возникновением дефектов в некоторых элементах двигателя (критических). Критическими элементами, как правило, являются элементы горячей части — лопатки и диски турбины, камера сгорания, а также валы и подшипники.
Изучив механизмы исчерпания ресурса (модели разрушения) при различных видах нагружения, можно на этой основе разрабатывать программы испытаний, в которых исчерпание ресурса происходит значительно быстрее, чем в процессе эксплуатации, вследствие воспроизведения факторов, наиболее сильно влияющих на ресурс.
211
Модель разрушения — соотношение, связывающее параметры нагружения со свойствами материала в момент разрушения. Модели разрушения могут быть представлены в детерминированной и статистической формах. В первом случае действующие напряжения и характеристики материала имеют вполне определенные (детерминированные) значения; во втором — параметры материала считаются случайными величинами и характеризуются средними значениями и средними квадратическими отклонениями.
Рассмотрим кратко основные детерминированные модели разрушения.
Длительная прочность. Одним из важных факторов, влияющих на ресурс большинства высоконагруженных деталей двигателя (рабочие лопатки, диски турбины, корпуса и оболочки, опоры, валы), является длительная прочность. Предел длительной прочности о — это постоянное напряжение, приводящее
к разрушению детали через промежуток времени t* при температуре Т.
Математическая модель длитель
Рис. 6.1. Кривые длительной прочности сплава ЖС6-У
доля ресурса t/t*, иначе
ного статического разрушения может быть представлена следующим образом:
<л«* = с.	(6.1)
Здесь т и С — постоянные для данного материала и температуры коэффициенты. w В логарифмических координатах зависимости 1g адл = /(1g £*) приближенно могут быть представлены в виде прямых линий для различных значений Т (рис. 6.1).
При постоянных значениях одл и Т ресурс детали будет равен £*, т. е. за *
время t произойдет полное его исчерпание. Тогда за время t* исчерпается повреждаемость (точнее временная по
вреждаемость) будет равна П? = t/t .
212
В условиях эксплуатации деталь будет работать в различных промежутках времени £. при различных значениях (У- и Tt (различ-
* ных режимах), которым соответствуют различные значения £• . Опыт показывает, что при этом возможно применение линейной модели суммирования повреждений таким образом, что повреждаемость будет равна	• Исчерпание ресурса (разруше-
i
ние детали) произойдет при условии П, = У tL/tl - 1.
i
Как известно, при проектировании элементов двигателей всегда обеспечиваются определенные значения коэффициентов запаса длительной статической прочности К, - п . /о. . Здесь о . — пре-дел длительной прочности, соответствующий i-му режиму; п. — действительное напряжение.
Если учесть модель разрушения (6.1), то можно записать //i* = /одл^ 1 = 1/K^li , т.е. повреждаемость обратно пропорциональна запасу прочности в степени /п, .
При разработке программы эквивалентно-циклических испытаний возникает задача замены работы двигателя на ряде (п) установившихся эксплуатационных режимов, характеризующихся значениями и t* , работой в течение некоторого времени £экв на эквивалентном, как правило, более напряженном режиме (взлетном или максимальном продолжительном), которому соответствует значение £*кв . Тогда из условия одинаковой повреждаемости с учетом линейной модели суммирования повреждений значение £экв может быть определено следующим образом:
п
t = t У t /t- , ЭКВ ЭКВ	' I '
i = 1
или
в
t = t* у 1/Kmi.
ЭКВ ЭКВ Z-f	I
i - 1
213
Примем, что в качестве эквивалентного выбран взлетный режим, на котором суммарная наработка двигателя в эксплуатации составляет время , а коэффициент запаса и время до разру-
шения равны соответственно и .
Тогда, предположив, что Hi: = т = const, где т — наименьшее из возможных значений (это увеличивает запас), и учтя, что Z* = t К™ , получим формулу для определения времени наработки двигателя на взлетном режиме во время эквивалентно-циклических испытаний (£1экв):
Чэкв = Ч Е	•	(6-2)
i
Значения т равны 4...8 при повышенных (для данного материала) температурах и т = 8...20 в области умеренных температур. Условие (6.2) дает весьма большое сокращение времени испытаний и отражает равенство запасов длительной прочности при ускоренных испытаниях на первом (взлетном) режиме и в условиях эксплуатации. Для двигателей дозвуковых самолетов /1экв (1,2...2,5)^ , т. е. увеличение времени испытаний на взлетном режиме 1,2...2,5 раза эквивалентно по повреждаемости в связи с длительной прочностью работе двигателя за весь ресурс.
Малоцикловая усталость. Нагружение на выносливость или усталость испытывают детали, подвергающиеся действию переменных циклических нагрузок.
Нагружение с небольшой частотой f < 0,2 Гц и числом циклов N < 10 называется малоцикловой усталостью, которая отличается от обычной усталости также наличием в зоне возникновения дефекта повторных упругопластических деформаций. К малоцикловой усталости приводят также термоциклические нагрузки.
При постоянной амплитуде переменных деформаций модель малоцикловой усталости имеет вид
N* = Сц .
Здесь са — амплитуда переменных деформаций; /пц , Сц — постоянные величины, зависящие от свойств материала и температуры; N* — число циклов до разрушения.
214
Малоцикловая усталость является причиной большинства возникающих на практике дефектов. На малоцикловую усталость нагружаются все наиболее напряженные элементы двигателя (лопатки и диски турбин и компрессоров, валы, камеры сгорания, детали сопла и пр.) при изменении режимов работы двигателя, т.е. при изменении частоты вращения ротора и температуры газа.
Наибольшие переменные нагрузки возникают при запусках, пробах приемистости, сбросах газа и т.д.
По аналогии с длительной прочностью, если вместо времени нагружения использовать число циклов 7V, то в качестве циклической повреждаемости (меры исчерпания ресурса при циклическом нагружении) следует принять Пц = N/N*.
Для различных режимов работы в соответствии с принципом линейного суммирования повреждений суммарная циклическая п
повреждаемость выразится в виде Пц = У /N*. а условию раз-
i = 1 рушения будет соответствовать равенство
п
Пц = X Nt /N* = 1 .
I = 1
Усталость. С увеличением частоты нагружения сопротивление разрушению увеличивается.
Математические модели усталостного разрушения при одноосном нагружении (кривые усталости) в некотором диапазоне изменения N (при f > 30 Гц и N > 105) могут быть представлены в следующем виде:
.	(6.3)
Здесь <за — амплитуда переменных напряжений; иу и Су — параметры, зависящие от вида материала и температуры.
В логарифмических координатах кривые усталости представляют собой полигональные кривые (ломаные линии).
Для углеродистых сталей кривые усталости имеют точку перегиба при N = Nq , после которой выходят на горизонтальный
215
участок (рис. 6.2,а). Обычно Nq = 106 ... 107, а ордината, соответствующая ЛГ = Ng , называется пределом выносливости и обозначается о_ j .
Рис. 6.2. Кривые усталости:
а — для стали 40ХН2МА при t - 20"С; б — для стали 4ОХН2МА при t - 50(УС; в — для стали 13Х11Н2В2МФ при t = 20'С
Для легированных сталей и титановых сплавов значение <5а при N* > Nq продолжает снижаться, но значительно медленнее, чем при N* < Nq (рис. 6.2,в), а для алюминиевых сплавов, конструкционных сталей и жаропрочных сплавов при высоких температурах кривые усталости сохраняют постоянный наклон практически при всех N* (рис. 6.2,6).
Последнее обстоятельство часто используется в практических расчетах, что способствует их упрощению и получению определенного запаса в результатах.
216
При высокой частоте нагружения максимальные переменные напряжения в отдельных деталях возникают при резонансных частотах, т.е. при значениях частот вращения ротора, совпадающих или кратных частотам собственных колебаний той или иной детали (лопатки, корпуса, трубопроводы), а также при наличии срывных явлений в проточной части двигателя (например, вращающийся срыв в компрессоре).
В процессе создания двигателя большое внимание уделяется предотвращению резонансных колебаний и автоколебаний его элементов (расчеты, эксперименты на вибростендах, тензометрирова-ние). Кроме того, проверка на высокочастотную усталость в связи с высокими частотами колебаний (>100 Гц) не требует больших затрат времени. Наиболее опасными являются нагрузки на малоцикловую усталость и длительную прочность. Существуют методы оценки суммарной повреждаемости с учетом временной и циклической ее долей. Для определения максимальных значений локальных нагрузок проводятся подробные расчеты напряженно-деформированного состояния элементов двигателя. На полученных данных о повреждаемости базируется прогнозирование долговечности двигателя, а также разработка программ его ресурсных испытаний.
Износ, эрозия и коррозия. Износ и контактная усталость являются одними из важных причин выхода из строя сопряженных элементов конструкции двигателя, таких, как подшипники, зубчатые колеса, уплотнения, бандажные полки лопаток и т.д. Износ представляет собой весьма сложный процесс и зависит от очень большого числа факторов: свойств контактирующих материалов, удельного давления, скорости относительного перемещения, условий смазки, теплоотвода, вибраций и др. Приближенно можно считать, что износ пропорционален работе сил трения в единицу времени, т.е. определяется главным образом при прочих равных условиях значением удельного давления и скоростью взаимного смещения трущихся поверхностей. Выкрашивание контактных поверхностей (питтингообразование) в основном определяется процессом усталости поверхностного слоя при качении или качении со скольжением. Математическая модель разрушения в этом случае приближенно может быть описана уравнением, аналогичным уравнению (6.3): N = Ск . Здесь ак — предел контактной усталости материала; е и Ск — постоянные величины.
217
Таким образом, при ускоренных испытаниях моделирование условий, определяющих износ, состоит в основном в обеспечении соответствующего числа циклов нагружения, а также в рациональном выборе нагрузок и скоростей взаимного перемещения контактирующих поверхностей. Например, для ускоренной проверки работы подшипников может быть увеличено воспринимаемое ими осевое усилие путем соответствующего изменения дренажа разгрузочной полости.
При эрозии происходит разрушение поверхностного слоя металла в результате обтекания детали газовым потоком. Этот процесс значительно усиливается, если в потоке будут содержаться пыль и твердые частицы. При этом наблюдаются хрупкие (типа усталостных) и вязкие (образование царапин) разрушения. Значительному эрозионному износу подвергаются лопатки компрессоров при эксплуатации двигателей в запыленном воздухе. Поэтому при моделировании этого процесса в эквивалентных испытаниях можно увеличивать весовое содержание в воздухе твердых частиц и их размеры.
Газовая коррозия в двигателях — это разрушение поверхностного слоя металла чаще всего в результате окисления при высоких температурах. Сопротивление газовой коррозии, или жаростойкость материала, можно характеризовать изменением массы детали за определенный промежуток времени. Поэтому эквивалентность испытаний по жаростойкости можно характеризовать этим параметром.
6.3.	СТЕНДОВЫЕ РЕСУРСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Основой для разработки программ стендовых ресурсных испытаний является анализ условий эксплуатации двигателя. В результате такого анализа формируются типовые полетные циклы (ТПЦ) и обобщенный полетный цикл (ОПЦ). Типовой полетный цикл двигателя — изменение во времени давления и температуры воздуха на входе в двигатель и основных параметров его рабочего процесса при выполнении типового полета, включая наземную наработку при техническом обслуживании и ремонтах, отнесенную к одному типовому полету.
Обобщенный полетный цикл — типовой полетный цикл двигателя, повреждаемость двигателя в котором равна средней по-218
вреждаемости, рассчитанной по всем типовым полетным циклам для данного летательного аппарата с учетом их повторяемости.
ТПЦ (ОПЦ) разрабатываются на основании ожидаемых условий эксплуатации разрабатываемого двигателя, предполагаемого характера использования летательного аппарата, анализа фактических условий эксплуатации прототипов. ТПЦ (ОПЦ) в дальнейшем уточняются на основании информации, имеющейся в формулярах эксплуатирующихся двигателей, по данным счетчиков наработки, бортовых регистраторов или специальных испытаний.
Обобщенный полетный цикл двигателя (набор ТПЦ с указанием коэффициента использования каждого ТПЦ в эксплуатации) задается в ТЗ на двигатель и используется при проектировании, расчетах на прочность и для составления программ ресурсных и специальных испытаний.
ТПЦ (ОПЦ) должны включать в себя установившиеся режимы и переменные процессы работы двигателя, начиная от запуска на земле перед полетом, в течение всего полета и до выключения после посадки и руления. Установившийся (стационарный) режим — режим работы двигателя, при котором его параметры не изменяются во времени более чем в пределах допуска, указанного в ТЗ на двигатель. Переменный (переходный) процесс — процесс изменения во времени параметров двигателя между двумя установившимися режимами (запуск, полные и частичные приемистости, сброс газа, останов и т. д.). Режимы работы двигателя во времени задаются с указанием внешних условий (профиль полета по высоте, отклонение от MCA) и параметров работы двигателя, позволяющих оценить повреждаемость его деталей.
Каждый полетный цикл представляется в форме графиков и таблиц, содержащих режимы работы двигателя, порядок их чередования, параметры, характеризующие эти режимы:
•	продолжительность ТПЦ (ОПЦ) двигателя и соответствующего ему полетного цикла летательного аппарата;
•	время работы на установившихся режимах с распределением их по участкам полета (диапазоны Рн и Тн);
•	число переменных процессов с распределением по интенсивности и внешним условиям на различных участках полета;
219
•	наработка на установившихся режимах, количество и характер переменных процессов при работах по техническому обслуживанию двигателя, число запусков, отнесенных к одному полетному циклу (или определенной ресурсной наработке);
•	коэффициент (вероятность, частота) использования ТПЦ.
Ресурсные испытания двигателя проводятся путем многократного выполнения испытательных циклов (ИЦ) на открытых стендах или на стендах с имитацией высотно-скоростных условий. Испытательные циклы формируются на основании набора типовых полетных циклов или обобщенного полетного цикла.
Испытательный цикл для эксплуатационной программы ресурсных испытаний должен отвечать следующим требованиям :
—	каждый ИЦ начинается с запуска двигателя и заканчивается его остановом;
—	время наработки на каждом из установившихся режимов в ИЦ должно быть равно времени работы на этом режиме в ТПЦ (ОПЦ);
—	число переменных процессов, воспроизводимых в ИЦ, и их последовательность должны быть равно числу переменных процессов и их последовательности в ТПЦ (ОПЦ);
—	допускается проведение испытаний на открытых стендах (вместо испытаний на высотных стендах) с увеличением наработки на тяжелых режимах и числа циклов нагружения для обеспечения эквивалентности по длительной прочности и малоцикловой усталости.
При формировании ИЦ для программы эквивалентно-циклических испытаний двигателя ускорение по времени по сравнению с циклами эксплуатационной программы достигается за счет уменьшения наработки на менее напряженных установившихся режимах (например, крейсерских) и числа менее напряженных переменных процессов (малый газ — крейсерский, крейсерский — номинальный и т. д.) и эквивалентного увеличения продолжительности тяжелых режимов(например, взлетного) и числа более напряженных переменных процессов (например, проб приемистости от малого газа до взлетного режима).
Можно выделить три основных принципа составления программы эквивалентно-циклических испытаний ГТД.
1.	Увеличивается наработка двигателя на наиболее нагруженных установившихся режимах (взлетный, максимальный продолжительный). Суммарное время наработки должно быть эквива
220
лентно по длительной прочности времени наработки в ТПЦ (ОПЦ) наиболее нагруженной детали горячей части двигателя (обычно это лопатка первой ступени турбины).
2.	Проверка на малоцикловую усталость обеспечивается полным воспроизведением переходных процессов (запусков, проб приемистости, включения реверса, переключения средств механизации компрессора и т. д.) с учетом коэффициента соответствия полетного и испытательного циклов.
3.	Для подтверждения достаточной усталостной прочности вводится наработка на различных частотах вращения ротора (обычно через 5%) не менее 1 мин на 1 ч наработки в полетном цикле.
Принципы эквивалентно-циклических испытаний положены в основу длительных испытаний общей продолжительностью 150 ч, которые входят в программу сертификационных испытаний. Отметим их основные особенности, характерные для любых видов ЭЦИ.
Испытания проводятся этапами по шесть часов каждый — всего 25 этапов.
Для проверки длительной прочности в каждый этап входит достаточно продолжительный период (два часа) работы двигателя на режиме максимальной продолжительной тяги (мощности), причем в 10 этапах двигатель должен 30 мин из данного периода проработать на режиме взлетной тяги. При сертификационных длительных испытаниях вертолетных двигателей в каждый этап испытаний включается работа двигателя на режимах 2,5-минутной и 30-минутной чрезвычайной мощности.
Для проверки малоцикловой усталости в программу длительных 150-часовых испытаний входят циклы приемистости и дросселирования, а также запуски двигателя. Каждый цикл состоит из приемистости от малого газа до максимального режима и выдерживания РУД в этом положении в течение 30 с и в положении, соответствующем режиму малого газа в течение 4,5 мин. РУД из одного положения в другое должен переводиться за время не более 1 с. В каждый этап испытаний входит шесть таких циклов общей продолжительностью 30 мин.
За период 150-часовых испытаний должно быть проведено 100 запусков, из которых 25 запусков должны проводиться не ранее через 2 часа после выключения двигателя (“холодные” запуски) и 10 не ранее чем через 15 минут после выключения двигателя (“го-
221
рячие” запуски). Часть запусков может быть выполнена после окончания длительных испытаний. Кроме того, каждый этап включает также работу двигателя в течение 1 часа чередующимися 5-минутными периодами на режимах взлетной тяги и малого газа. При испытаниях двигателей, для которых требуются режимы максимальной чрезвычайной или промежуточной чрезвычайной тяги, эти режимы включаются в часть этапов. Установленная максимальная чрезвычайная тяга — тяга, развиваемая в определенных полетных и стандартных атмосферных условиях для использования в особых случаях полета самолета (при отказе одного из двигателей во время взлета, при прерванном заходе на посадку и т. п.) в течение ограниченного времени непрерывной работы и ограничением общей наработки (например, тяга одноразового применения). Установленная промежуточная чрезвычайная тяга отличается тем, что время непрерывной работы двигателя на данном режиме не ограничивается, а ограничивается общая наработка.
Для подтверждения достаточной усталостной прочности предусмотрена работа двигателя на промежуточных режимах крейсерской тяги в течение 2,5 часов ступенями одинаковой длительности, соответствующих 12... 15 равным приращениям частоты вращения ротора от режима малого газа до максимального продолжительного.
В качестве примера на рис. 6.3 приведен график изменения относительной частоты вращения ротора по времени для одного из этапов. Подобные графики наглядны и распространены в практике испытаний. Отметим, что в течение всего этапа испытаний режим работы двигателя многократно изменяется, поэтому для получения объективных результатов необходимо уделять повышенное внимание точности выхода и поддержания режимов. В частности, рекомендуется использование автоматизированных систем управления двигателем в соответствии с заданной программой.
Специально оговариваются особенности испытаний с отбором воздуха и с реверсивным устройством. Так, по крайней мере пятая часть этапов должна проводиться с максимальным отбором воздуха на нужды воздушного судна и двигателя (например, с включенной противообледенительной системой). Должно быть проведено 175 циклов реверсирования от режима полетного малого газа до максимальной обратной тяги и 25 циклов от режима взлетной 222
тяги до максимальной обратной тяги. Реверсивное устройство должно работать в положении полного реверсирования в течение 1 мин, за исключением тех случаев, когда его применение предусматривается только для торможения на земле. В последнем случае время режима реверсирования сокращается до 30 с.
Рис. 6.3. Типовой этап программы 150-часовых ЭЦИ
Все приводы вспомогательных агрегатов и узлы их крепления должны находиться под нагрузкой, за исключением калибровочных испытаний, когда определяются тяговые характеристики двигателя. В этом случае устанавливаются только те агрегаты, которые необходимы для функционирования двигателя, а отбор воздуха на нужды воздушного судна отсутствует.
Особое внимание уделяется работе масляной системы. На стационарных режимах температура масла и газа должна поддерживаться при максимально допустимых значениях; один этап должен быть выполнен при минимальном давлении масла%а входе в двигатель, установленном на режиме максимальной продолжительной тяги.
Испытания проводятся с использованием топлив, масел и гидравлических жидкостей, которые отвечают установленным спецификациям.
Перед испытаниями выполняется тщательный контроль элементов двигателя и проверяется соответствие их технической документации, а также проверяется работа агрегатов и их характеристики.
223
Двигатель собирается в соответствии с технической документацией в той же компоновке, что и в эксплуатации. Проводятся предъявительские и приемосдаточные испытания, в процессе которых двигатель “настраивается” на параметры, соответствующие ТУ. Проверяются пусковые свойства двигателя, определяются дроссельные характеристики. Составляется Акт сдачи, после чего двигатель может быть предъявлен на ресурсные испытания.
Перед началом и после испытаний проверяется работа двигателя на режиме малого газа непрерывно в течение максимально заявленного времени, а также готовность срабатывания систем аварийной защиты, сигнализации и диагностических устройств, имеющихся на двигателе.
При проведении испытаний обслуживание двигателя и его агрегатов должно проводиться в соответствии с Руководством по эксплуатации. Во время проведения предусмотренных регламентных работ должен использоваться только инструмент, входящий в бортовой комплект. Допускается частичная переборка и осмотры деталей двигателя, предусмотренные эксплуатационной документацией, замена тех деталей, на которых в процессе испытаний появились дефекты случайного характера, не связанные с длительностью ресурсной наработки. Например, разрешается замена до 50% лопаток, получивших повреждения, не связанные с исчерпанием ресурса (забоины и др).
Стенд для проведения ресурсных испытаний должен быть оборудован системой, обеспечивающей непрерывную запись основных параметров двигателя и сигналов, характеризующих положение органов регулирования и контроля. По регистрируемым параметрам осуществляется контроль общей зачетной наработки, наработки по режимам, циклам и эквивалентной наработки. Двигатель должен быть снабжен счетчиком ресурса, используемым в эксплуатации.
После окончания испытаний повторно определяются характеристики двигателя. Проводится наружный осмотр двигателя и его агрегатов. Затем агрегаты снимаются с двигателя, и проверяются их характеристики. Производится разборка двигателя с дефектацией и микрометрическим обмером деталей с целью определения износа, деформаций, вытяжки и т. д. Выполняется также проверка градуировки контрольно-измерительной аппаратуры.
224
В ряде случаев (например, при установлении начального назначенного ресурса двигателя) проводятся ресурсные испытания основных деталей. К таким деталям относятся, как правило, детали роторов, корпуса, находящиеся под давлением, неудерживае-мые лопатки вентилятора, элементы подвески двигателя. Эти испытания могут проводиться в составе двигателя по программе ЭЦИ или на специальных установках и газогенераторах. В последнем случае программы испытаний разрабатываются аналогично программам испытаний на полноразмерном двигателе. Характер нагрузок и температурное состояние деталей должны соответствовать реальным условиям эксплуатации.
Объем стендовых ресурсных испытаний должен превышать величину подтверждаемого ими ресурса. Это превышение опреде ляется коэффициентом соответствия испытательного и полетного циклов и требуемым коэффициентом запаса по долговечности
Коэффициент соответствия испытательного цикла определяется как отношение повреждаемости в испытательном ПИц цикле к повреждаемости в ОПЦ Попц : £ = Пиц /Попц .
Коэффициент соответствия определяется для каждой детали исходя из фактических условий испытаний на основании расчетов напряженного состояния (в том числе и при переменных процессах) с учетом результатов испытаний (термометрирования, тензо-метрирования) и данных по прочности применяемых материалов. Величина для двигателя в целом соответствует значению его наиболее нагруженной детали (например, рабочей лопатки первой ступени турбины).
Коэффициенты запаса регламентированы нормативными документами. Так, стендовые испытания двигателя в целом до величины ресурса 2500 ч проводятся с коэффициентом запаса KN = 1,2, а при ресурсах свыше 2500 ч — с превышением по числу циклов за 500 ч. При этом для наиболее нагруженных деталей рекомендуются коэффициенты соответствия 0,75....1,25.
Назначенные ресурсы основных деталей подтверждаются при обеспечении следующих величин запасов по долговечности:
К = 3 — при испытании двух экземпляров двигателей;
К - 2,5 — при испытаниях трех и более экземпляров двигателей.
225
Назначенный ресурс основных деталей NH в циклах определяется по формуле
Nh = Nu /KN •
где N — минимальное число циклов, отработанных данной деталью при испытаниях.
В ресурсных испытаниях могут использоваться детали, имеющие наработку в эксплуатации, а сами испытания могут проводиться с испытательными циклами, имеющими различные коэффициенты соответствия. Эти обстоятельства учитываются соответствующим образом при определении величины назначенного ресурса.
Испытания по установлению и увеличению всех видов ресурсов двигателя квалифицируются как успешные, если при их проведении не было разрушений основных деталей, их серьезных повреждений, а также отказов и дефектов других деталей, которые в эксплуатационных условиях могут привести к отказам с опасными последствиями. Характеристики двигателя и параметры его систем в процессе испытаний должны соответствовать ТУ.
6.4. СПЕЦИАЛЬНЫЕ СТЕНДОВЫЕ
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
В процессе доводки и сертификации авиационный двигатель должен пройти большой комплекс специальных испытаний целью которых является подтверждение высокой надежности двигателя в различных возможных условиях эксплуатации, в том числе и в экстремальных. Объем и программы таких испытаний определяются для каждого конкретного типа двигателей с учетом ожидаемых условий применения. Далее дается характеристика типичных видов специальных испытаний.
Проверка на прочность и определение вибрационного состояния деталей, узлов и двигателя в целом. К этому виду испытаний относятся испытания по: определению вибрационных характеристик двигателя; проверке корпусов на прочность, жесткость, циклическую долговечность; определению последствий разрушения лопаток компрессора и турбины и проверке прочности лопаток вентилятора; проверке роторов двигателя на прочность;
226
проверке работоспособности ТВД со свободной турбиной при повышенном крутящем моменте; проверке работоспособности двигателя при превышении максимальной частоты вращения ротора; проверке гидравлических и пневматических коммуникаций на герметичность и прочность и др.
Задача испытаний по исследованию вибрационных характеристик двигателя — убедиться, что во всем диапазоне частот вращения отсутствуют опасные по условиям прочности вибрационные напряжения. Для определения вибрационных характеристик применяются вибрографирование и тензометрирование деталей двигателя; в последнее время стали использоваться также методы голографии.
Обязательному тензометрированию подлежат рабочие и направляющие лопатки всех ступеней компрессора и рабочие лопатки турбины, диски турбины и компрессора, валы роторов и воздушных винтов, трубопроводы. Исследуется влияние на уровень вибрационных напряжений таких факторов, как неравномерность полей полных давлений на входе в двигатель, изменение положения средств механизации компрессора (для рабочих лопаток компрессора), окружная неравномерность температуры газа перед турбиной, отбор воздуха за компрессором, действие реверсивного устройства (для рабочих лопаток турбины). Исследуется также влияние высотно-скоростных условий. Если будут обнаружены вибрации повышенного уровня, то достаточная вибрационная прочность должна быть подтверждена другими (например, резонансными) испытаниями.
Для многовальных двигателей часть испытаний по определению вибрационных характеристик внутренних каскадов может выполняться на однокаскадном газогенераторе с последующей выборочной проверкой отдельных ступеней на двигателе полной компоновки.
Корпусные узлы современного двигателя подвергаются большим статическим нагрузкам от сил давления, осевых усилий (тяги) и крутящих моментов, а также от сил инерции, связанных с эволюциями самолета. Поэтому эти узлы подвергаются статическим испытаниям при воздействии расчетных эксплуатационных нагрузок или испытаниям до разрушения при воздействии нагрузок, увеличенных на соответствующие коэффициенты запасов прочности. Испытания могут проводиться как на двигателе в целом, так и на отдельном корпусе, в котором должны быть уста-
227
новлены направляющие аппараты компрессора и сопловые аппараты турбины в сборке с ложным ротором.
Узлы и трубопроводы всех коммуникаций, кроме масляных (исключая насосы, фильтры и другие элементы, подвергающиеся испытаниям в процессе их изготовления), испытываются под давлением, превышающим в 1,5 раза максимально возможное рабочее или в два раза нормальное рабочее в зависимости от того, какое из них больше. Элементы масляных коммуникаций должны испытываться под давлением, превышающим максимально возможное не менее чем в три раза.
Специальными испытаниями проверяется работоспособность двигателя при повышенной частоте вращения ротора — 103 % максимальной с суммарной наработкой 15 мин (циклами по 3 мин с выдержкой между циклами в течение 2,5 мин). Температура газа в испытаниях должна быть равна максимально возможной в эксплуатации. Для достижения этого допускается применение специальных средств (например, изменение площади реактивного сопла). Данные испытания должны показать, что при возможных в эксплуатации превышениях частоты вращения выше максимальной не возникнут предпосылки к отказам с опасными последствиями, а также подтвердить после дефектации возможность дальнейшей эксплуатации двигателя. При недостаточных запасах прочности или при использовании принципиально новых конструктивных решений, материалов, технологии проводятся специальные испытания по проверке роторов на статическую прочность при повышенных частотах вращения: 120% максимального значения или 105% наибольшей, которая может иметь место при отказе какого-либо элемента двигателя. Эти испытания могут проводится или на двигателе (при этом частота вращения снижается до 115%), или на разгонном стенде. Время испытаний — 5 мин, температура должна соответствовать наиболее неблагоприятной, которая возможна в эксплуатации.
Специальными испытаниями должно быть показано, что при обрыве лопатки компрессора или турбины удерживаются корпусом двигателя и возникающие при этом вторичные эффекты не могут привести к отказам с опасными последствиями. Предварительно выявляется наиболее критичная с точки зрения возможности обрыва и возможности повреждения двигателя неуравновешенной силой ступень компрессора или турбины, а также определяется максимальное время, потребное для выключения двигате-228
ля после обрыва лопатки в эксплуатационных условиях но не менее 15 с).
При испытаниях должен происходить обрыв одной лопатки компрессора или турбины при максимально возможной частоте вращения ротора. Для этого ее замок специально ослабляется (подрезается). Двигатель после обрыва должен проработать при неизменном положении РУД в течение ранее установленного времени или до самовыключения. Лопатки вентилятора вследствие их повышенной массы не могут быть удержаны корпусом, поэтому к ним предъявляются повышенные требования в отношении прочности, устанавливаемые на основании результатов длительных и эквивалентно-циклических испытаний, специальных испытаний по определению вибрационных характеристик и исследованию воздействия на работу двигателя попадания во входное устройство посторонних предметов, а также по результатам анализа эксплуатации двигателя.
Определение теплового состояния элементов двигателя и проверка его надежности при повышенных температурах. К этой группе испытаний можно отнести испытания по термометри-рованию основных элементов двигателя; проверке работоспособ ности двигателя при максимально возможных в эксплуатации значениях температуры газа перед турбиной и частот вращения роторов (“горячие испытания”); проверке роторов при повышенной температуре газа перед турбиной; проверке системы защиты от перегрева турбины и др.
Термометрирование основных элементов двигателя производится с целью определения их действительной температуры и выявления мест недопустимого перегрева. Обязательному термомет-рированию подлежат: а) по турбине — рабочие и сопловые лопатки, диски каждой ступени, опоры роторов, детали корпуса, определяющие прочность и радиальные зазоры между корпусом и лопатками; б) по камере сгорания — кожух, стенки фронтового устройства и жаровых труб; в) по компрессору — корпуса, диски и другие элементы последних ступеней, если они выполнены из сплавов на основе титана.
Испытания должны проводиться на установившихся и переменных режимах с возможным неблагоприятным сочетанием режимных и внешних параметров (максимальные значения частоты вращения и температуры воздуха на входе и температуры газа перед турбиной; наиболее неблагоприятный отбор воздуха за компрессором и т. д.).
229
Должно быть определено поле температур газа в окружном и радиальном направлениях в сечениях на выходе из камеры и за турбиной. В последнем случае предварительно разрабатывается методика оценки по полученным данным температурного поля перед турбиной. Допускается часть испытаний по камере сгорания проводить на лабораторных установках.
В двигателях двух- и трехвальных схем допускается выполнять термометрирование узлов и деталей горячей части на специальных установках. Способы измерения температур (в основном с помощью термопар) должны обеспечивать точность ± 1,5—2%. Для термометрирования труднодоступных мест могут быть использованы термокраски при обеспечении точности ±8 %.
Для некоторых двигателей максимальные значения температуры газа и частот вращения роторов в эксплуатации могут превышать значения, реализуемые на взлетном режиме в ходе 150-часовых стендовых испытаний. Причиной этого могут быть повышенные значения М или температуры окружающего воздуха, широкий допуск на расход топлива, большие высоты расположения аэродромов, неравномерность поля скоростей потока на входе в двигатель и др. Если прогнозируемые превышения достаточно велики (по температуре газа свыше 20”С и частоте вращения более 1,5%), то проводятся “горячие” испытания при достигаемых значениях Т* и п. Длительность испытаний должна составлять не менее 75 ч, а суммарная наработка при максимальных значениях Г* и п, возможных в эксплуатации, должна быть равна суммарной наработке на взлетном режиме в 150-часовых испытаниях.
Для достижения требуемых значений Т* и и, а в некоторых ★
случаях и лт могут применяться технологические сопла, сопловые аппараты с различной площадью проходного сечения, подогрев воздуха на входе, перепуск части воздуха, дросселирование потока на входе и др. Проводятся также испытания двигателя при температуре газа перед турбиной, превышающей не менее чем на 45°С максимальную температуру газа на взлетном режиме для ожидаемых условий эксплуатации, при частоте вращения, соответствующей взлетному режиму, в течение 5 мин. Эти испытания могут быть заменены “горячими” испытаниями, если будет доказано,
230
что последние являются более жесткими или по крайней мере эквивалентны рассмотренным.
Данный цикл испытаний дополняется испытаниями по проверке системы защиты турбины от перегрева на режимах, где система регулирования поддерживает максимальные значения Тг . Должно быть показано, что ложные срабатывания системы защиты маловероятны. После испытаний при повышенных температурах проводится дефектация деталей с целью установления их пригодности для дальнейшего использования.
Проверка надежности систем и определение их характеристик. Специальными испытаниями проверяются: эффективность противообледенительной системы (ПОС), работа пусковой системы и характеристики запуска двигателя в земных и высотных условиях, работа топливной системы и системы автоматического регулирования (СЛР), характеристики масляной системы.
В результате проверки ПОС двигателя должна быть подтверждена ее работоспособность вместе с элементами средств ее управления и контроля, а также должно быть показано, что включение ПОС не оказывает недопустимого влияния на параметры двигателя, т.е. не происходит недопустимого уменьшения тяги или увеличения температуры газа и уровня вибраций, не возникает механических повреждений и ухудшения управляемости двигателя. Проверка производится на всех режимах работы двигателя в наземных и летных условиях, причем допускается ее производить в сухом воздухе. Работоспособность ПОС оценивается, например, по параметрам, характеризующим тепловое состояние обогреваемых элементов двигателя. В испытаниях определяются также параметры двигателя при включенной ПОС.
Целью проверки пусковых свойств двигателя является подтверждение того, что пусковая система обеспечивает надежный запуск двигателя во всех ожидаемых условиях эксплуатации и что при этом обеспечивается пожарная безопасность эксплуатации самолета.
Проверка проводится наземными и летными испытаниями. При этом оцениваются параметры двигателя и системы запуска при “холодных” и “горячих” запусках на земле. При нормальном запуске процесс раскрутки ротора от неподвижного состояния (или режима авторотации) до режима малого газа должен выполняться за ограниченное время (1...2 мин) с сохранением других параметров
231
(таких, например, как температура газа, запас устойчивости) в пределах нормы. Пусковые свойства проверяются при “холодном” и “горячем” запусках на земле.
В летных условиях производится проверка пусковых свойств с режима авторотации и при подкрутке ротора пусковым устройством. Оценивается влияние на пусковые свойства таких факторов, как: температура и давление атмосферного воздуха, ветровые условия, допускаемые отклонения в регулировке пусковой аппаратуры и в параметрах энергопитания пусковых устройств.
Пожарная безопасность проверяется в результате выполнения повторных запусков, ложных запусков. При ложном запуске обеспечивается раскрутка ротора пусковым устройством с подачей топлива в камеру сгорания при выключенной системе зажигания.
Проверка пусковых устройств двигателя проводится как на наземных стендах, так и в термобарокамере с имитацией высотноскоростных условий.
При проверке топливной системы и САР двигателя должна быть подтверждена работоспособность двигателя при установленной тонкости очистки топлива, использовании резервных топлив, изменении температуры и давления топлива в ожидаемом в эксплуатации диапазоне. Должно быть установлено, что в агрегатах топливной системы не возникает кавитационная эрозия, а также, что дренажные устройства и система для сбора и утилизации жидкого топлива при ложном или неудавшемся запуске имеют достаточный объем и обеспечивается нормальное функционирование системы опорожнения и возврата топлива. Проверяется также работа САР, оцениваемая по точности поддержания в заданных пределах установившихся режимов работы двигателя и обеспечению переходных режимов без недопустимого превышения, колебаний или провала регулируемых параметров; по стабильности срабатывания ограничителей температуры газа, частоты вращения, давления воздуха за компрессором и др.
Большой объем испытаний проводится для определения характеристик масляной системы. Так, на основных режимах (взлетный, максимальный продолжительный, промежуточный, малого газа) при различных температурах и давлениях масла определяются прокачка масла и теплоотдача в масло, причем измерения производятся через 5 мин после выхода двигателя на заданный режим. При различных условиях (при запуске, работе на ус
232
тановившихся режимах, выбеге ротора после выключения и т.д.) производится проверка ухода масла в двигатель из масляного бака. Термометрируются детали двигателя, омываемые маслом (стенки масляных полостей опор роторов, наружные кольца подшипников, стенки трубопроводов суфлирования), измеряются температура масла на входе и выходе из средней и задней опор и температура воздуха на выходе из суфлера. Эти измерения выполняются на основных установившихся режимах, а также в течение одного часа после выключения двигателя в различных условиях. В испытаниях контролируются параметры, характеризующие работу масляной системы (перепады давлений на фильтрах и на уплотнениях масляных полостей опор, давление воздуха в масляных полостях опор роторов и в системе суфлирования, уровень масла в масляном баке и др.).
Проверка работоспособности двигателя при различных видах внешних воздействий. К этой группе испытаний относятся испытания по проверке двигателя на достаточность запаса газодинамической устойчивости, проверке работоспособности двигателя при попадании в воздухозаборник посторонних предметов, а также работы двигателя имитацией режима авторотации и при обдуве воздушным потоком.
Сюда могут быть отнесены также испытания по определению высотно-скоростных характеристик двигателя, подробно рассмотренные в гл. 5.
Проверка достаточности запаса газодинамической устойчивости двигателя осуществляется на установившихся и переходных режимах (приемистость, сброс газа и т.д.). Как правило, испытания проводятся в стендовых условиях. В случае необходимости может быть использована компоновка двигателя с натурным воздухозаборником и прилегающими элементами самолета. В отдельных случаях испытания проводятся на высотном стенде с имитацией высотно-скоростных условий.
Настройка автоматики двигателя и проходные сечения сопловых аппаратов должны быть подобраны таким образом (в пределах допусков), чтобы обеспечивался минимально допустимый коэффициент запаса газодинамической устойчивости ЛКу . Проверка осуществляется путем создания на входе в двигатель неоднородностей потока (поле скоростей, пульсации), характерных для наиболее неблагоприятных условий эксплуатации, с одновременным воздействием на регулируемые элементы двигателя (площадь критического сечения сопла, углы установки поворотных аппаратов и др.).
233
В результате испытаний должна быть подтверждена газодинамическая устойчивость двигателя при возможных уровнях возмущений, а также показана его работоспособность при возникновении неустойчивой работы.
Наиболее часто попадающими во входное устройство предметами являются птицы и атмосферные осадки (дождь, град). При испытании забрасывание посторонних предметов во входное устройство осуществляется пневматической пушкой. Скорость забрасывания птиц и града должна соответствовать максимальной скорости самолета при взлете или наборе высоты. Режим работы двигателя, как правило, взлетный или максимальный продолжительный. При попадании крупной птицы (масса не менее 1,8 кг) допускается, что двигатель потеряет работоспособность, однако при этом не должно произойти разрушений с опасными последствиями, так как достоверно известно, что крупная птица может попасть только в один двигатель. Мелкие птицы, град, дождь могут попасть сразу во все двигатели самолета, и поэтому необходимым требованием является сохранение двигателем при этом работоспособности. В частности, при попадании в двигатель дождевой воды, кусков льда и града не должно произойти заклинивания ротора, выключения двигателя, чрезмерного повышения температуры газа перед турбиной или ухудшения тяговых характеристик двигателя. Нормами устанавливается число градин, средних и мелких птиц, которые при испытаниях следует одновременно забрасывать в двигатель в зависимости от площади его входного сечения. Например, число мелких птиц массой не менее 0,085 кг определяется из условия, что одна птица должна приходиться на каж-о
дые 0,03 м площади поперечного сечения входа — но не более 16 шт. Число градин определяется из расчета попадания одной градины диаметром 50 мм и одной градины диаметром 25 мм на каждый 0,09 м плошали входа. При этом допускается потеря 25% взлетной тяги в течение установленного программой времени (обычно порядка 5 мин).
Испытания двигателя в условиях авторотации проводятся для имитации вынужденного отключения его в эксплуатации; при этом отсутствует подача масла в двигатель (имитация повреждения масляной системы). Испытания проводятся в течение времени, необходимого для завершения полета с одним включенным двигателем с половины типичного маршрута или до момента за-234
клинивания ротора. Испытания считаются успешными, если не произошло отказов с опасными последствиями (заклинивание роторов не относится к таким отказам).
Проводятся также испытания, которые должны показать, что параметры двигателя и уровень вибраций лопаток вентилятора или компрессора не выходят за пределы допустимых значений при обдуве его боковым или попутным ветром. Испытания проводятся на открытом стенде или в самолетной компоновке на всех рабочих режимах. Скорость обдува определяется исходя из возможных условий эксплуатации (максимальная скорость при порывах ветра).
ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
]. Какие отказы двигателя вызывают опасные последствия?
2.	Какие испытания проводятся для проверки ресурса и надежности двигателя?
3.	Охарактеризуйте особенности длительных испытаний на полный ресурс.
4.	Какая величина принимается за меру ресурса при нагружении детали на длительную прочность?
5.	Как определяется мера ресурса при малоцикловой усталости?
6.	Что представляет собой осредненный полетный цикл?
7.	Основные принципы составления программы эквивалентноциклических испытаний.
8.	Как проверяется непробиваемость корпуса двигателя при обрывах лопаток компрессора или турбины?
9.	Какие элементы двигателя подлежат обязательному термо-метрированию, и как оно проводится?
10.	Как оценивается работоспособность противообледенительной системы?
11.	Какие показатели контролируются при проверке масляной системы двигателя?
235
Глава 7. ИСПЫТАНИЯ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВОЗДЕЙСТВИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ОКРУЖАЮЩУЮ СРЕДУ
Современные воздушно-реактивные двигатели в силу особенностей организации рабочего процесса — потребления больших количеств воздуха, сжигания топлива, выброса продуктов сгорания с большой скоростью в атмосферу — непосредственно воздействуют на окружающую среду.
Это воздействие в основном концентрируется на сравнительно небольших территориях вблизи аэропортов и испытательных станций и проявляется в виде загрязнения воздуха вредными компонентами, образующимися в процессе сжигания топлива, и в виде шума.
Разработан ряд международных и российских стандартов, ограничивающих воздействие авиации на окружающую среду. Экологические требования учитываются уже при проектировании двигателей, а затем на стадии экспериментальных исследований и доводки производится тщательный контроль выбросов в атмосферу загрязняющих веществ и уровня шума.
7.1. ВЫБРОСЫ ЗАГРЯЗНЯЮЩИХ ВЕЩЕСТВ
Нормирование выбросов загрязняющих веществ. К загрязняющим веществам, выбрасываемым авиационными двигателями, относятся: окись углерода (угарный газ) СО; несгоревшие углеводороды — различные углеводородные соединения, представляющие собой продукты разложения и неполного сгорания топлива (СН4 , С2 Н2 , С2 Н4 и др.) и условно обозначаемые Сх Нг/ ; окислы азота (NO, NO2) — NOX ; частицы сажи и другие углеродистые вещества, препятствующие прохождению света.
236
Загрязняющие вещества СО и Сх Нц образуются вследствие неполного сгорания топлива. Окисление азота происходит при высоких температурах (свыше 2000 К), и поэтому NOr образуется, главным образом, в локальных зонах при горении смеси стехиометрического состава. Сажевые частицы, приводящие к дымлению двигателей, выделяются в переобогащенных объемах смеси вследствие термического разложения топлива.
В настоящее время разработаны международные и национальные нормы на допустимое содержание загрязняющих веществ в выхлопных газах авиационных двигателей. Принципы нормирования состоят в следующем. Вводится условный цикл взлетно-посадочных операций, представляющий собой перечень режимов работы двигателя при взлете и посадке и их продолжительность. Этот перечень основан на статистических данных для магистральных пассажирских самолетов, предназначенных для дозвуковых (М < 1) и сверхзвуковых (М > 1) скоростей полета, и приведен в — Р
табл. 7.1, где Р — ~р— — отношение значений тяги двигателя на *вз
рассматриваемом и взлетном режимах.
Таблица 7.1
Режим	М < 1		М>1	
	тяга Р, %	время, мин	— -А* тяга Р , %	время, мин
Взлет	100	0,7	100	1,2
Набор высоты	85	2,2	65	2
Снижение	—	—	15	1,2
Заход на посадку	30	4	34	2,3
| Руление (режим малого газа)	7	26	5,8	26
По отношению к тяге на максимальном форсажном режиме.
Нормируемым параметром для газообразных компонент является удельная масса выброса ц- — масса данного вредного вещества М- в граммах, выделившаяся за условный цикл взлетно-поса
237
дочных операций, отнесенная к величине взлетной тяги двигателя Рвз в кН при стандартных атмосферных условиях (Во = 760 мм рт.ст., Tq = 288 К, абсолютная влажность 0,00629 кг воды на кг воздуха): СО, = М: /Рп„ .
Значения М- несгоревших углеродов и окислов азота вычисляются при условном предположении, что они находятся в продуктах сгорания в виде метана СН4 и в виде двуокиси азота NO2 .
Уровни выделений газообразных веществ не должны превышать нормативных значений, указанных в табл. 7.2.1
Таблица 7.2
			 " Вещество	Удельная масса выброса , г/кН	
	М < 1	М > 1
Несгоревшие углеводороды	19,6	140 (0,92)лк0
Окись углерода СО	118	4550(<0Г1’03
Окислы азота^	32+ 1,6лк0	36 + 2,42п*0
На рис. 7.1 приведены графики изменения допустимых значений coz- в зависимости от значения тгк0 .
Рис. 7.1. Изменение удельной массы выброса газообразных загрязняющих веществ в зависимости от базовой степени повышения давления в компрессоре:
--------- — М < 1; ---------- _ М > 1
1 Данные нормы не распространяются на двигатели с Рв:|< 26,7 кН. о
Указанные нормативные значения wNOx для М<1 были установлены (ужесточены) в 1994 г. Для М>1 пересмотр норм не проводился, поэтому на рис. 7.1 сравнение дается по нормам 1981 г.
238
Здесь лк0 — так называемая базовая степень повышения давления, т.е. степень повышения давления в компрессоре на взлетном режиме при стандартных атмосферных условиях и скорости полета, равной нулю.
Для двигателей с форсажем допускаются более высокие уровни выделений СО и СН, в особенности при небольших значениях лк0 . Это связано с пониженными значениями коэффициента полноты сгорания топлива в форсажной камере по сравнению с основной. Уровни же выделений NOr близки, так как в форсажной камере окислы азота практически не образуются из-за более низких, чем в основной камере, значений температуры горения локальных объемов смеси состава, близкого к стехиометрическому.
Некоторое увеличение допустимых уровней выхода окислов азота с ростом лк0 объясняется в основном тем, что с ростом лк0 существенно увеличивается образование N0x , так как растут значения температуры за компрессором и, следовательно, максимальные величины температуры горения.
Выход загрязняющего вещества I на каждом режиме работы двигателя характеризуется индексом выброса It , который представляет собой количество вещества i в граммах, выделившегося при сжигании одного килограмма топлива. Зная величину Ц на каждом режиме работы двигателя, можно вычислить массу вещества i за цикл:
Ml = l (Ii)j GTJ tj • j
где — расход топлива, кг/с; t- — время работы на каждом из режимов условного цикла, с.
Нормирование уровня дымления осуществляется путем использования так называемого параметра выброса сажи D, который характеризует концентрацию сажевых частиц в выхлопных газах, препятствующих прохождению света. Для двигателей с Рьз > 6,53 кН параметры выброса сажи на любом из режимов не должны превышать значения, рассчитанного по формуле
239
D < 83,6(РВЗ) °-274 .
Допустимые значения D выбраны в основном из тех соображений, чтобы струя выхлопных газов была практически незаметной при визуальном наблюдении. Естественно, что с ростом тяги двигателя увеличивается диаметр выхлопной струи, и для того чтобы она оставалась незаметной, необходимо уменьшить концентрацию сажевых частиц (рис. 7.2).
Рис. 7.2. Изменение допустимого значения параметра выброса сажи D в зависимости от тяги двигателя на взлетном режиме
Измерение содержания загрязняющих газообразных веществ в отработавших газах. Определение выброса загрязняющих веществ входит в цикл специальных испытаний двигателя.
Испытания проводятся на стационаром наземном стенде, оборудованном соответствующими измерительными системами. Измерения выполняются на установившихся режимах при величинах тяги, соответствующих условному циклу взлетно-посадочных операций. Кроме концентрации загрязняющих веществ в выхлопных газах, на каждом режиме измеряются: тяга, массовый расход топлива, частота вращения ротора, температура и давление воздуха на входе в двигатель (на расстоянии не более одного диаметра от входного устройства), давление и температура воздуха на входе в камеру сгорания рк и Т'к , относительная влажность окружающего воздуха (на расстоянии не более 15 м от входного устройства).
Точки отбора проб распределяются равномерно между четырь  мя секторами выходного сечения реактивного сопла, образованными двумя взаимно перпендикулярными диаметрами. Расположение точек внутри каждого из секторов должно быть таким, чтобы обеспечивалось получение достоверной пробы газа.
240
Пробоотборник выполняется из коррозионно-стойкой стали и должен обеспечивать отбор проб газа не менее чем в 12 точках сечения сопла двигателя. Пробоотборник должен быть сконструирован таким образом, чтобы не менее 80% падения давления проходящего через него газа приходилось на отверстия. Для двигателей без форсажной камеры пробоотборник устанавливается на расстоянии не более 0,5 м от плоскости среза сопла (среза сопла внутреннего контура для ТРДД с раздельными контурами). Могут использоваться смешивающие пробоотборники, имеющие отверстия одинакового диаметра (рис. 7.3).
Рис. 7.3. Схема смешивающего пробоотборника
Для двигателей с форсажной камерой пробоотборник устанавливается на расстоянии, равном 25 диаметрам сопла от его среза, так как температура выхлопных газов на форсажных режимах высока (2000...2200 К) и при смешении их с воздухом происходит интенсивное догорание продуктов неполного сгорания топлива.
241
Из пробоотборника проба подается к газоанализирующей аппаратуре по магистрали с внутренним диаметром 4...8,5 мм по кратчайшему пути (длина не более 25 м). Расход должен быть таким, чтобы время прохождения газа по магистрали не превышало 10 с. Температура в магистрали должна поддерживаться в пределах 145... 175 С. Магистраль изготавливается из коррозионно-стойкой стали и обогревается электрическим током.
Схема системы отбора и анализа проб приведена на рис. 7.4. Система состоит из подсистем, предназначенных для измерения концентрации отдельных компонентов. В состав каждой подсистемы входят необходимые устройства для регулирования расхода газа, поддерживания определенной температуры пробы и измерения.
В атмосферу
Рис. 7.4. Схема системы отбора н анализа проб газа:
1 — сопло; 2 — пробоотборник: 3 — насос;
4 — участки магистрали, нагреваемые до 175 С;
5 — подвод “нулевого” воздуха; 6 — подвод поверочного газа;
7 — участки магистрали, нагреваемые до 60 С;
Сх Ну , СО, СО2 , NOX — анализаторы
Остановимся кратко на принципах действия приборов, рекомендованных ГОСТом, для измерения концентраций отдельных компонентов. Для измерения общего содержания углеводородов в
242
пробе используется пламенно-ионизационный детектор. В диффузионное водородное пламя вводится проба газа. При горении углеводородов газ в пламени ионизируется и между соответствующим образом установленными электродами, к которым приложена разность потенциалов, возникает ионизационный ток, пропорциональный расходу углеводородов через пламя. По результатам измерения ионизационного тока определяется концентрация сгорев-ших углеводов. Полный диапазон измерений — 0...5 10 объемных долей.
Действие приборов, предназначенных для измерения концентраций СО и СО2 , основано на принципе поглощения инфракрасного излучения в параллельных элементах, заполненных эталонным (нулевым) и отобранным газом. При измерениях необходимо обеспечить, чтобы элемент, заполненный отобранным газом, и другие компоненты системы имели температуру примерно 50°С. Диапазон измерений для СО — О...2,5 -10 , а для СО2 — 0...5 • 10 объемных долей.
Измерение содержания окислов азота осуществляется по методу хемилюминесценции, т.е. измеряется излучение, выделяющееся при реакции NO и О3 . Поскольку в пробе газа содержится, кроме NO, также и NO2 , то проба газа пропускается через конвертер, в котором NO2 преобразуется в NO. Содержание NO измеряется перед конвертером и за ним. Содержание NO2 определяется по разности этих измерений. Полный диапазон измерений — 0...1 • 10 объемных долей.
К точности измерений предъявляются весьма высокие требования. Например, чувствительность не менее 0,5%; относительная погрешность ± 1%; изменение выходного сигнала в течение двух часов не более 1% (проценты вычисляются от конечного значения шкалы используемого диапазона показаний).
Для получения высокой точности перед каждой серией испытаний проводится проверка герметичности и частоты системы измерений, а также градуировка и проверка анализаторов посредством поверочных смесей газов.
Цель градуировки состоит в проверке стабильности и линейности характеристик приборов.
243
Градуировка включает следующие этапы:
а)	установка приборов на нуль с использованием “нулевого воздуха” (смеси 21 % О2 и 79 % N2);
б)	установка номинальных показаний приборов (90 % всего диапазона измерения) с помощью газов соответствующей концентраций;
в)	проверка линейности характеристик приборов путем снятия показаний при использовании газов, содержащих анализируемые компоненты при значениях концентраций, равных 30, 60 и 90 % максимальной, и проведения через эти точки прямой линии методом наименьших квадратов. В случае отклонения экспериментальных точек более чем на 2 % от прямой линии необходимо получить градуировочную кривую прибора.
При исследованиях состава продуктов сгорания применяется также метод газовой хроматографии. По этому методу в поток инертного газа-носителя (аргон, гелий) вводится небольшая порция анализируемых продуктов сгорания (проба). Эта смесь пропускается через хроматографическую колонку — трубку диаметром 2...4 мм и длиной 0,5...3 м, заполненную адсорбентом (сели-кагелем, древесным углем). При движении через колонку компоненты смеси вследствие различий в сорбции разделяются и группируются в зоны, отделенные друг от друга инертным газом-носителем. На выходе из колонки с помощью специального детектора регистрируется изменение во времени некоторого физического свойства, которое функционально связано с концентрацией и видом каждого компонента.
Наиболее распространены дифференциальные детекторы, которые измеряют мгновенную концентрацию вещества в потоке газа-носителя. Будучи записанными на движущуюся бумажную ленту, показания детектора образуют хроматограмму, которая представляет собой ряд пиков (рис. 7.5). Концентрация каждого компо-
нента пропорциональна площади S соответствующего пика. В новейших хроматографах показания детектора преобразуются в цифровую форму, что позволяет обрабатывать хроматограммы с помощью ЭВМ.
Наиболее распространены пламенно-ионизационный детектор (см. выше) и детектор по теплопроводности. Работа последнего ос
Рис. 7.5.
Дифференциальная хроматограмма
244
нована на изменении температуры нагретой вследствие пропускания электрического тока нити в зависимости от теплопроводности окружающего газа, которая определяется его составом.
Современные хроматографы строятся по блочно-модульному принципу. Это позволяет различные по техническим характеристикам и аналитическим возможностям хроматографы (модели) составлять из ограниченного набора функциональных блоков и узлов (модулей), выполняющих следующие функции: управление газовыми потоками; подготовку и введение проб; хроматографи
ческое разделение; термостатирование колонок, дозаторов и детекторов; детектирование; измерение; преобразование, обработку и
регистрацию сигналов детекторов и результатов анализа.
Определение уровня дымления двигателей. Определение параметра выброса сажи основано на измерении фотометром коэффициента отражения света от специального бумажного фильтра
после пропускания через единицу его площади определенной 9
массы выхлопных газов (16,2 кг/м ). При измерениях пробоотбор-
ник, его установка на двигателе и газоподводящая трубка, соеди-
няющая пробоотборник с фильтродержа-телем, должны удовлетворять практически тем же требованиям, что и при определении содержания газообразных загрязняющих компонентов.
Газоподводящая трубка должна иметь возможно меньшее число изгибов, причем радиус изгиба должен не менее чем в 10 раз превышать внутренний диаметр трубки. Температура трубки и фильтродержателя должна поддерживаться при 60... 175°С. Геометрия внутреннего канала фильтродержателя приведена на рис. 7.6, а схема всей системы — на рис. 7.7.
Для измерения объема пробы, проходящей через фильтр, используется камерный газовый счетчик 12. При этом
Рис. 7.6. Форма внутреннего канала фильтродержателя
на выходе из расходо-
мера должны измеряться давление и температура. Для опреде
ления коэффициента отражения сажевого пятна применяются фотометры. При измерениях диаметр светового луча должен со
245
ставлять от 0,1 до 0,5 диаметра сажевого пятна на фильтре. Значение рд вычисляется по формуле = 100 • (1 - ps /pw) , где ps и р^ — коэффициенты отражения данного фильтра после и до пропускания через него пробы газа.
Рис. 7.7. Схема отбора и фильтрации проб газа при определении выброса сажи:
1 — сопло; 2 — пробоотборник; 3 — участок обогреваемой магистрали с температурой 6О...175“С; 4 — переключающий клапан; 5 — фильтр грубой очистки; 6,9 — дроссельные клапаны; 7 — фильтродержатель; 8 — отсечный клапан;
10 — вакуумный насос; 11 — ротаметр; 12 — камерный счетчик;
13 — измеритель давления и температуры
Каждый раз перед проведением измерений система (после прогрева) должна быть проверена на герметичность и чистоту. Для проверки на герметичность клапан 4 закрывается, клапаны 6, 8 и
246
9 полностью открываются. Включается вакуумный насос, и спустя 1 мин производится измерение расхода. Система считается герметичной, если в течение 5 мин через расходомер пройдет не более 5 л газа.
Проверка чистоты системы осуществляется путем прокачки через фильтр чистого воздуха в количестве, соответствующем 50 кг/м , после предварительного заполнения им всей системы в течение 5 мин. Если измеренное после этого значение р^ не превышает 3, то система считается достаточно чистой.
Определение параметра выброса сажи D производится при испытаниях двигателя на наземном стенде, оборудованном соответствующим образом. Отбор проб газа осуществляется на установившихся режимах работы двигателя при температуре окружающего воздуха не ниже 15С. Отбирается не менее трех проб на каждом режиме. При этом значение массы анализируемых газов Мг должно составлять 12...21 кг на квадратный метр площади F фильтра (S = МГ /F= 12...21 кг/м2).
Для каждого режима по результатам измерений строится график зависимости рр = /(1g S). При использовании линейной зависимости, полученной методом наименьших квадратов, вычисляет-о
ся значение рр , соответствующее величине S = 16,2 кг/м . Это значение принимается за параметр выброса сажи Z)p на данном режиме работы двигателя. За параметр выброса сажи для данного двигателя D принимается максимальное значение Dp , измеренное во всем диапазоне изменения режимов работы двигателя от малого газа до взлетного.
Расчет нормируемых параметров. По характеристикам двигателя определяется расход воздуха через газогенератор. Допускается определение таким же способом давления и температуры воздуха на входе в камеру сгорания.
Для проверки представительности отобранных проб газа производится сопоставление значений отношения расхода воздуха к расходу топлива GB /Gr , вычисленных по непосредственным измерениям и определенных по данным химического анализа проб газа. Проба считается достоверной, если отличие между указанными значениями не превышает 15% для малого газа и 10% — для остальных режимов.
247
По измеренным значениям объемных концентраций вычисляются индексы выброса отдельных загрязняющих веществ I- , а затем производится приведение их к стандартным атмосферным условиям. При этом применяется графический метод. Приведение /с н и Лю производится при помощи параметра форсирования х У
GB
камеры сгорания Q = -7-5----------------, так как этот параметр
р1к’8 ехр (Тк /300) VK
оказывает определяющее влияние на полноту сгорания топлива и, следовательно, на выход С„ Н_. и СО. Для этого строят зависимое-ти /с н = К®) и Лю = а также зависимость Q = f(P' ). Сна-
X у	Р	Р
чала по последнему графику находят значения Ппр , соответствующие значениям приведенной тяги, указанным в условном цикле (см. табл. 7.1). Затем в зависимости от найденных значений Ппр определяют приведенные значения 1С н и Zco .
VX У
Здесь рк и Тк — давление и температура воздуха на входе в камеру сгорания соответственно; Ук — объем ее жаровой трубы.
При приведении индекса выброса NO„ необходимо учитывать Л»
отличие значений рк и Тк , а также объемного влагосодержания воздуха hB от значений, соответствующих стандартным условиям (стандартным считается hB = 0,00629), так что
^NO пр = Лю	ЛТ’к) •
X	X
~	/	\0,5
Экспериментально установлено, что fi(pK) = |РК пр ^Рк ] »
= ехР (19(^в _ 0,00629)). Учет же влияния Тк осуществляется графически по результатам измерений, выполненных на исследуемом двигателе. Для этого сначала строится график зави-симости ZN0* пр = f(TK) , где ZN0* пр = ZN0* пр /рк) ехр (19(ЛВ -- 0,00629)), затем с использованием этого графика по значению Лс.пр » соответствующей каждому режиму взлетно-посадочного цикла в стандартных атмосферных условиях, находится значение пр •
248
По результатам испытаний строится также график Gr пр = = ftPnp), необходимый для определения GT пр; для каждого характерного режима работы двигателя.
Для каждого загрязняющего вещества j суммарная масса выброса Mj вычисляется про формуле
4
Mj = 60 ^jnpi ^T.npi ti • i = 1
Соответствие двигателя данного типа нормам выбросов загрязняющих веществ устанавливается для вновь создаваемых двигателей на этапе сертификации. Для испытаний выбирается любое число экземпляров двигателя, но испытаний должно быть проведено не менее трех. Испытания проводят на топливе, наиболее низкокачественном из тех, которые будут использоваться в эксплуатации.
Для каждого испытанного образца двигателя вычисляют среднее арифметическое значение М- по всем проведенным испытаниям. Окончательно нормируемые значения D и ссг определяются с использованием поправочных коэффициентов, учитывающих число испытанных экземпляров двигателей, разброс характеристик выбросов от образца к образцу, а также изменение этих характеристик в эксплуатации по мере выработки ресурса и после ремонта двигателя.
Защита атмосферы, при стендовых испытаниях двигателей. Серьезными источниками загрязнения атмосферы являются также экспериментальные стенды, на которых испытываются газотурбинные двигатели. Так, при сжигании 1000 т топлива во время стендовых испытаний двигателя в среднем образуется около 11т окислов азота, примерно 7,2 т несгоревших углеводородов, порядка 11т окиси углерода. Наибольший вклад в загрязнение атмосферы вносят окислы азота, так как значение предельно допустимой концентрации (ПДК) для них существенно меньше, чем для 3	3
других веществ: ПДК^ = 0,085 мг/м ; ПДКС0 = 5 мг/м ; ПДКС н = 1,2 мг/м3-X X
249
Проведение ряда технических и организационных мероприятий позволяет сократить приземные концентрации вредных веществ при работе экспериментальных стендов. К таким мероприятиям относятся:
—	применение насадков вертикального выхлопа вместо насадков, у которых выхлопные газы направляются в атмосферу горизонтально;
—	увеличение скорости выхода выхлопных газов в атмосферу;
—	увеличение высоты выхлопных шахт;
—	ограничение времени совместной работы стендов на напряженных режимах;
—	запрещение работы стендов при неблагоприятном ветре по скорости и направлению;
—	разработка каталитических систем очистки выхлопных газов от окислов азота (например, восстановление азота аммиаком при наличии катализатора);
—	сокращение времени испытаний (и, следовательно, количества сжигаемого топлива) путем совершенствования технологии и методологии испытаний, а также за счет автоматизации испытаний с широким применением ЭВМ.
7.2. АВИАЦИОННЫЙ ШУМ
Основные параметры авиационного шума и его нормирование. Для количественной оценки шума пользуются усредненными акустическими параметрами, определяемыми на основании статистических законов, учитывающих структуру шума и свойства среды, в которой он распространяется.
Принято оценивать шум тремя основными параметрами: силой звука, спектром шума и воспринимаемым шумом.
Сила звука определяется уровнем акустической (звуковой) мощности, звуковым давлением и уровнем звукового давления.
Уровень звуковой мощности в децибеллах Lw = 10 In (W/Wq), где W — полная звуковая мощность источника, Вт; = 10“ 12 Вт — условная величина, принятая для сравнения и являющаяся наименьшим пороговым значением.
Звуковое давление — избыточное по отношению к атмосферному среднестатистическое давление, порождаемое звуковыми 250
2
звука, Вт/м ; pg и Aq — плотность атмосферного воздуха и скорость звука в нем. Приборы, применяемые при акустических измерениях, воспринимают звуковое давление и измеряют его в определенных полосах частот, выделяемых с площадью частотных фильтров.
Уровень звукового давления (уровень интенсивности звука) в децибеллах
ь = 20 1g (Рзв /рзв0) = 10 1g (J3B /J3b0) ,
где Jjb0 = 10 Вт/м и pJB0 = 2 10 Па — минимальные значения интенсивности звука и звукового давления, соответствующие порогу слышимости. Из формулы видно, что увеличение уровня звукового давления примерно на 3 дБ означает удвоение силы звука. Верхний, “болевой” порог восприятия звука ухом человека о
зависит от частоты звука и соответствует ~ 100 Вт/м или L ~ 140 дБ. При шуме более 80 дБ рекомендуется использовать защиту органов слуха. Распространение звука в дальнем звуковом поле, где влияние конечных размеров и форм излучателя звука на характеристики звукового поля несущественно, определяется соотношением L = Lj - 20 1g (г/г) - A (Ly — известный уровень звукового давления на заданном расстоянии ; А — дополнительное ослабление звука в атмосфере в результате поглощения звука воздухом, туманом, дождем, снегом, растительностью, стенами и др.) Из формулы видно, что для идеальной среды (А = 0) уровень интенсивности звука при удвоении расстояния уменьшается примерно на 6 дБ.
Спектр шума — распределение уровня интенсивности звука по частоте. Ухо человека воспринимает звуки в диапазоне частоты от 16 до 2  104 Гц. При определении спектра шума двигателя весь диапазон частот разделяют на отдельные полосы, соответствующие октаве или ее 1/3. Октавой называется интервал между частотами, различающимися в два раза: f2 = 2/г . Для 1/3 октавы соотношение между конечной частотой полосы и начальной будет 3 _
f2 = \ 2	= 1,26	. В качестве стандартного используется 1/3-ок-
251
тавный спектр в диапазоне средних частот / = 50, ...» 10000 Гц, ср
включающий 24 полосы. Измеряют средние уровни звукового давления в каждой отдельной частотной полосе, относя их к среднегеометрическим частотам. В результате получают спектры шума двигателя (рис. 7.8), имеющие, как правило, непрерывную основу (широкополосный или “белый” шум) 1 с наложенными на нее пиками интенсивности 2 в области средних частот, связанными с работой лопаточных машин (дискретные составляющие или тональный шум). Общий уровень звукового давления равен сумме относительных величин силы звука в каждой из п рассматриваемых п
частотных полос спектра: = 101g	10L' /10 .
Рис. 7.8. Спектр шума двигателя:
1 — шум реактивной струи; 2 — шум вентилятора
Воспринимаемый шум оценивает качественные особенности субъективных ощущений акустического шума органами слуха и организмом человека. Воспринимаемый шум зависит не только от силы звука, но и от спектра шума и продолжительности его действия.
Частотный состав шума учитывается системой оценки PNL, в которой уровень воспринимаемого шума выражается в специальных единицах — PN дБ, учитывающих различное раздражающее действие авиационного шума разной частоты. На рис. 7.9 показана полученная опытным путем зависимость, связывающая уровень звукового давления L с уровнем равного воспринимаемого шума в PN дБ при разных частотах. Видно, что наиболее чувствительно ухо человека к частотам 3 000...5 000 Гц, самым неприятным для человека. Лучше воспринимаются звуки низких частот. Одинаково воспринимается звук с / - 100 Гц и L ~ 107 дБ и звук с f ~ 4000 Гц
252
и L ~ 90 дБ, несмотря на то, что их интенсивности различаются в десятки раз. По измеренным в каждой из 24 полос стандартного 1/3-октавного спектра уровня звукового давления L согласно графикам, аналогичным приведенным на рис. 7.9, определяют уровень воспринимаемой шумности в отдельных полосах спектра PNI^ , а затем уровень суммарной воспринимаемой шумности по формуле 24
PNLy = 0,85 PNL	+0,15 У PNL: , где PNL — наибольшая из
*-•	Ш«Л	€-	111С1Л
i = 1
24 значений PNI^ . Величины PNL численно совпадают с уров-
нем звукового давления L на кривых равной шумности при /= 1000 Гц. Увеличение уровня воспринимаемого шума на 10JW дБ физиологически соответствует удвоению его раздражающего действия.
Продолжительность воздействия и дискретные составляющие шума совместно с частотным составом шума учитываются системой оценки EPNL, в которой эффективный уровень воспринимаемого шума выражается в EPNL дБ.
Система EPNL используется для
нормирования максимально допусти-
мых уровней авиационного шума на Рис. 7.9. Равные уровни местности.	воспринимаемого шума
Воздействию авиационного шума
(9OP7V дБ и выше) при взлете и посадке подвергаются значительные районы (до ста квадратных километров) в окрестности взлетно-посадочной полосы аэродрома. Например, обычный уровень городского шума в промышленном районе с интенсивным движением равен 85PN дБ, а в жилом районе днем — 65PN дБ.
Размеры зоны воздействия авиационного шума в основном зависят от типа двигателей, их тяги, расположения на самолете, траекторий набора высоты или посадки, режимов использования двигателей. Основной источник авиационного шума — двигатель,
однако иногда аэродинамический шум планера может быть соиз
253
мерим с шумом двигателя вследствие большой механизации крыла или интенсивных эволюций в полете.
Максимально допустимые уровни авиационного шума самолета являются его характеристикой. Эти уровни не должны превышаться, если самолет получил сертификат летной годности. Максимально допустимые уровни шума реактивных самолетов на местности устанавливаются требованиями стандарта ИКАО по шуму и ГОСТов.
Эксперементалъное наследование шума двигателя. При опытных испытаниях авиационных ГТД получают акустические характеристики двигателя, которые (в отличие от самолетных) не нормируются.
Акустической характеристикой ГТД называется зависимость спектров уровня шума и суммарных уровней звукового давления от режимов и условий работы ГТД.
Акустические характеристики авиационных ГТД исследуются для достижения следующих целей:
—	уменьшения вредного воздействия шума всего двигателя и отдельных источников шума в нем на человека и окружающую среду;
—	определения эффективности конструкторско-технологических мероприятий по снижению уровня шума от двигателя;
—	определения акустических нагрузок на элементы конструкции силовой установки и самолета;
—	ориентировочных расчетов авиационного шума на местности ЛА с данным двигателем;
—	разработки эксплуатационных приемов уменьшения авиационного шума (трассы минимального шума, предпочтительной по шуму ВПП, многосегментной глиссады, аэродромного глушителя шума при наземной проверке двигателей и др.);
—	диагностики двигателя и его узлов, так как появление неисправностей в системах двигателя ведет к появлению новых источников аэродинамического шума и, следовательно, к изменению спектра шума при работе двигателя.
Акустическую характеристику ГТД определяют при стендовых испытаниях. Она распространяется на все двигатели данного типа, содержится в акустическом свидетельстве на двигатель и не связана с возможным использованием испытываемого двигателя на конкретном самолете.
254
Исследование шума двигателя проводят на открытых стендах. После установки двигателя на стенд определяют основные характеристики (тягу, расход топлива по линии рабочих режимов и др.) установившихся режимов, на которых измеряется шум.
В дальнем звуковом поле шум измеряется на полуокружности, расположенной сбоку от двигателя. Центр измерительного пояса располагается в пределах вертикального цилиндра, основанием которого является окружность с диаметром, равным длине исследуемого двигателя. Радиус окружности измерительного пояса равен 100 м. Допускается измерение и на измерительных поясах 50 и 150 м. Места, в которых устанавливаются микрофоны, располагаются на полуокружности через 10 . Отсчет углов начинается от входа в двигатель (0 — против входа, 180° — против выхода из двигателя). Схема расположения точек измерения шума приведена на рис. 7.10.
В ближнем звуковом поле шум измеряется в точках 18...21 (рис. 7.11). Эти точки располагаются в плоскости оси двигателя.
Измерение шума требует точной и надежной аппаратуры, удовлетворяющей следующим требованиям:
•	неравномерность частотной характеристики на каждой октавной полосе не должна превышать ± 3 дБ;
•	погрешность измерительного тракта с учетом градуировочных кривых не должна превышать ± 2 дБ;
Рис. 7.10. Схема расположения точек измерения шума в дальнем звуковом поле
255
Рис. 7.11. Схема расположения точек измерения шума в ближнем звуковом поле
•	уровень внутренних шумов на всех диапазонах измерения должен быть, по крайней мере, на 5 дБ ниже измеряемого значения;
•	микрофон должен быть малонаправленным во всем диапазоне частот.
Измерения шума двигателя должны проводиться при следующих атмосферных условиях: отсутствие осадков, температура воздуха у земли -10...+30 С, влажность воздуха 40...90 %, скорость ветра не более 5 м/с на высоте 10 м. Рекомендуется проводить измерения в ночные часы. Атмосферные условия должны регистрироваться каждые 20 мин.
Акустическая характеристика ГТД, полученная при испытаниях, действительна для таких модифицированных двигателей, которые по сравнению с испытанным не имеют конструктивных отличий в лопаточной части турбокомпрессора низкого давления, в проходных сечениях и обводах реактивных сопел, в размещении и свойствах звукопоглощающих конструкций в двигателе, в программах работы автоматики.
При разработке нового двигателя и при доводке существующих двигателей необходимы подробные акустические исследования элементов ГТД. Для этих целей созданы специальные стенды, называемые безэховыми звукоизолированными камерами. Испытываемый узел двигателя помещают внутри камеры. На поворотной балке установлены микрофоны, которые позволяют определить уровень звукового давления в различных точках поля.
Шумоглушение при испытаниях двигателей. При испытаниях ГТД необходимо не превышать максимально допустимых уровней шума на территории окружающей жилой застройки, в об
256
щественных и рабочих помещениях, располагающихся в окрестности аэродрома или открытого стенда.
Нормируемыми параметрами шума являются максимальные уровни звука LA в децибеллах и эквивалентные уровни звука La в децибеллах. экв
Эквивалентный уровень звука рассчитывается по формуле
IO0,1 dt
где t — время, с; Т — период наблюдения, равный 57 600 с для дневного времени (с 7 ч 00 мин до 23 ч 00 мин) и 28 800 с для ночного времени; п — номер испытания двигателя; N — число испытаний за период наблюдения; t — начальный момент воздейст-1
вия n-го испытания, начиная с которого уровень звука превышает звуковой фон; tn — конечный момент испытания.
Максимальные уровни шума L днем не должны превышать 85 дБ, а ночью (с 23 до 7 ч) — 75 дБ; эквивалентные уровни днем не должны быть более 65 дБ, а ночью — 55 дБ.
Снижение шума в помещениях и на местности при испытаниях ГТД достигается:
применением шумоглушения в испытательных боксах, всасывающих и выхлопных шахтах;
конструктивными доработками испытываемого, а также вспомогательного двигателей;
строительно-планировочными мероприятиями.
Шумоглушение на стенде осуществляется использованием различных видов глушителей: камерных, пластинчатых, экранных, реактивных, активных. Камерные глушители представляют собой расширительные устройства в виде параллелепипеда с постепенным переходом в цилиндрический канал. В пластинчатых глушителях внутренний канал заполнен пластинами из звукопо-глотителя. Экранные глушители имеют вид дефлекторов, состоят из звукопоглощающего материала, металлической предохранительной сетки и каркаса и снижают уровень звукового давления на 15...25 дБ. Глушители активного типа характеризуются обли-
257
цовкой внутренней части звукопоглощающим материалом. Реактивные глушители работают по принципу акустического фильтра и представляют собой ряд последовательно соединенных каналов-камер. Возможны комбинированные глушители, сочетающие указанные выше типы.
Рекомендуется такая последовательность расчетов при проектировании шумопоглощающих устройств:
1)	определение по нормативным документам допустимого уровня шума LRon ;
2)	определение требуемого снижения уровня звуковой мощности в глушителе по формуле
ЛЬтр = LW-Lnon - 20 1g г - &La - 10 1g <p , где Lw — уровень звуковой мощности источника шума; г — расстояние от источника шума до расчетной зоны, м; ALa — снижение интенсивности шума в атмосфере; (р — телесный угол, в который излучается шум;
3)	выбор типа глушителя по величине ALTp;
4)	гидравлический и акустический расчеты глушителя;
5)	конструкторская разработка шумоглушащего устройства.
Возможны следующие конструктивные пути снижения шума от испытываемого или вспомогательного двигателей: использование одноступенчатого вентилятора без входного направляющего аппарата; увеличение осевого зазора между рабочим колесом и спрямляющим аппаратом компрессора; согласование числа лопаток венцов; применение шумоглушащих сопел; использование звукопоглощающих конструкций (ЗПК). Звукопоглощающие конструкции являются эффективными поглотителями шума внутренних источников ГТД. Типичная ЗПК состоит из сотового заполнителя и перфорированной обшивки, расположенных со стороны потока. Акустические характеристики ЗПК зависят от большого числа факторов, поэтому ее математическая модель в условиях, приближающихся к реальным, может быть получена лишь экспериментально. Значительное сокращение затрат на получение статистической математической модели ЗПК может быть достигнуто применением методов теории планирования экспериментов.
258
ВОПРОСЫ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
1.	Какие вещества, образующиеся в двигателях при сжигании топлива, относятся к загрязняющим?
2.	Что представляет собой цикл взлетно-посадочных операций?
3.	Как объяснить нормируемый параметр для газообразных загрязняющих веществ?
4.	Как различаются по уровню вредных выбросов двигатели с форсажными камерами и без них?
5.	От каких параметров двигателя зависят допустимые значения нормируемых параметров для газообразных загрязняющих веществ, а также величина параметра выброса сажи?
6.	Где устанавливается пробоотборник при измерении содержания загрязняющих веществ в выхлопных газах двигателя?
7.	Требования к магистрали, по которой проба выхлопных газов подается к газоанализирующей аппаратуре.
8.	Принципы работы газоанализаторов, предназначенных для измерения содержания различных загрязняющих веществ в выхлопных газах.
9.	Почему не нормируются акустические характеристики двигателя?
10.	Каковы должны быть принципы получения акустической характеристики ВСУ?
11.	Можно ли по спектру шума диагностировать двигатель?
12.	Какой вид глушителя, на ваш взгляд, предпочтителен для аэродромных глушителей шума?
259
Глава 8. МЕТОДЫ ИСПЫТАНИЙ
И ЗАДАЧИ ДОВОДКИ УЗЛОВ ДВИГАТЕЛЯ
8.1.	ЗНАЧЕНИЕ ПОУЗЛОВОЙ ДОВОДКИ
В МЕТОДОЛОГИИ СОЗДАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
Поузловая доводка позволяет сократить сроки и затраты на создание новых двигателей, поскольку экспериментальная отработка различных узлов может вестись параллельно, а благодаря большей мобильности и информативности таких испытаний на ранних стадиях разработки могут быть выявлены и устранены недостатки конструкции. Это позволяет достичь высокой степени совершенства узлов и, следовательно, двигателя в целом.
Для обеспечения технической эффективности поузловой доводки, т.е. сходимости результатов испытаний узлов, проведенных на специальных стендах, с результатами эксплуатации их в системе двигателя (идентичность характеристик; механических и тепловых нагрузок и т. д.), необходимо достаточно точное воспроизведение граничных условий, характерных для работы данного узла в реальных условиях эксплуатации.
Поэтому для проведения поузловой доводки применяются различные экспериментальные установки, многие из которых для своей работы требуют значительных энергетических и материальных затрат. В ряде случаев эти затраты могут быть снижены путем рационального применения различных способов моделирования.
Стенды для испытаний элементов двигателя можно разделить на следующие группы:
1)	установки для испытаний полноразмерных узлов (компрессоров, турбин, камер сгорания и т. д.);
2)	установки для испытаний моделей узлов и их элементов;
260
3)	установки для доводки узлов и их деталей на прочность и ресурс;
4)	установки общего назначения, необходимые для исследования конструктивной прочности деталей, испытаний различных агрегатов двигателей, подшипников, токосъемных устройств и др.
Ниже дается краткая характеристика наиболее распространенных методов испытаний отдельных узлов и их элементов.
8.2.	ИСПЫТАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ЛОПАТОЧНЫХ МАШИН
В связи с большими значениями мощностей, потребляемых или развиваемых лопаточными машинами в реальных условиях их работы в системе двигателя, а также в связи с высокими значениями рабочих параметров — температур, давлений, расходов газа — часто необходимым условием успешного проведения автономных испытаний и экспериментального исследования рабочих процессов является применение различных методов моделирования, основанных на теории подобия.
Для рабочего процесса лопаточных машин основными критериями подобия являются числа М по абсолютной Мс и окружной Ми скоростям и число Re. Обязательным при этом является соблюдение геометрического и кинематического подобия.
Следует отметить, что далеко не всегда на практике можно выполнить в полном объеме указанные условия моделирования. Часто речь идет лишь о частичном моделировании, когда некоторые условия не выполняются. Естественно, что полученные при этом результаты являются приближенными и требуют проверки в натурных условиях.
Из условия постоянства критериев подобия можно получить соотношения, связывающие параметры рабочего процесса натуры и модели. В качестве примера ниже приведены такие соотношения для расходов G рабочего тела и потребных мощностей N привода (или тормозного устройства) в натурных и модельных условиях (индексы “н” и “м” соответственно):
1
М __ X М ‘ н
G.. “ т, ReH ц ’
И	ь Н < М
261
i	ReM	u	R,	T
M	A	M	»h	M	M
ml	ReH	Цм
zH
Здесь гл, - --масштаб моделирования; ц — коэффициент вяз-
I I
M
кости; R — газовая постоянная; I — характерный размер (обычно хорда лопатки); Re = рс//|1; с — скорость на входе (компрессор) или на выходе (турбина) из рабочего колеса.
Как следует из приведенных соотношений, при испытании уменьшенных моделей потребные значения G н N существенно снижаются, в особенности, если не накладывается условие сохранения постоянных значений числа Re. Последнее возможно в тех случаях, когда значение Re > ReKp .
Потребная мощность привода уменьшается также с уменьшением температуры рабочего тела Тм по сравнению с натурными условиями. Минимальные значения ограничиваются тем, что может наступить обледенение рабочих частей установки.
Если испытания модели производить на рабочем теле, имеющем большую молекулярную массу (или малое значение газовой постоянной R), то даже при сохранении значения числа Re для модели и натуры можно получить заметное уменьшение потребной мощности.
Изложенные соображения по моделированию лопаточных машин справедливы как для компрессоров, так и для турбин. Однако конкретные методы их испытаний имеют свои особенности, поэтому в дальнейшем они рассматриваются раздельно.
Исследование неподвижных лопаточных венцов турбомашин. Основной задачей подобных исследований является определение потерь полного давления, а также углов выхода потока из лопаточной решетки. Кроме того, в экспериментах могут выясняться особенности течения в межлопаточных каналах — распределение скоростей и давлений, течения в пограничных слоях и т.д. Эти данные необходимы для экспериментальной проверки разрабатываемых методов расчета и для их уточнения. Например, для компрессорных решеток определение параметров потока осуществляется, как правило, на основе обобщения результатов экспериментальных исследований.
При продувках решеток охлаждаемых турбин в задачи исследований может входить наряду с выяснением особенностей газоди-262
намики течений также определение эффективности системы охлаждения и теплового состояния лопаток.
Простота установок и методики эксперимента, невысокие энергетические затраты позволяют применять продувки неподвижных лопаточных венцов для оперативной проверки мероприятий по снижению потерь, для снятия сравнительных характеристик различных экземпляров колес перед их установкой на двигателях и т.д.
Для исследования неподвижных лопаточных венцов, имеющих небольщую относительную высоту лопаток (Д .п /hn > 5) (на-правляющих аппаратов компрессора, сопловых аппаратов турби ны), а также вращающихся венцов, если поверхности тока в них не сильно отличаются от соосных цилиндров, применяются плоские решетки, в которых профиль лопаток не изменяются по их высоте. В противном случае используюся кольцевые решетки или их секторы.
Принципиальная схема установки для исследования плоских решеток турбин приведена на рис. 8.1. Рабочее тело (воздух или моделирующий газ) поступает по входному патрубку 1 в рабочую часть, где установлена неподвижная решетка 4 под определенным углом к потоку. На выходе из решетки в сечении А—А производятся подробные измерения параметров потока.
Для обеспечения равномерного поля скоростей газа при входе в установку перед ней установлен ресивер. Для этой же цели служит слив пограничного слоя.
Чтобы обеспечить исследования при различных значениях угла входа потока, вся решетка может размещаться в поворотном устройстве либо могут поворачиваться образующие ее лопатки. Необходимое направление потока на входе и на выходе обеспечивается постановкой подвижных отсечных пластин 2.
При исследовании охлаждаемых лопаток турбин установка должна быть снабжена магистралями для подвода к лопаткам охладителя, оборудованными средствами измерения его параметров и расхода.
Схема установки для исследования кольцевых решеток приведена на рис. 8.2. Принципы действия данной установки и рассмотренной ранее примерно одинаковы.
Для моделирования распределения скоростей и давлений по высоте лопаток кольцевых решеток могут применяться сетки, а
263
Рис. 8.1. Схема установки для продувки плоских решеток:
1 — входная часть установки; 2 — подвижные отсечные пластины;
3 — слив пограничного слоя; 4 — исследуемая решетка;
5 — рабочая часть установки; 6 — штуцеры для ввода измерительных насадков; 7 — выходная часть установки
Рис. 8.2. Схема установки для продувки кольцевых решеток:
1 — входная часть установки; 2 — исследуемая решетка;
3 — измерительный зонд; 4 — спрямляющие лопатки;
5 — координатник; 6 — поворотное устройство
264
также снабженные лопатками и перегородками специальные направляющие устройства.
Исследования проводятся как при повышенных по сравнению с атмосферным, так и при пониженных давлениях. В первом случае прокачка рабочего тела через решетку обеспечивается компрессором (работа “на давление”), во втором — эксгаустером или эжектором (работа “на просос”). При работе “на давление” возможно обеспечение повышенных, близких к рабочим, значений чисел Re, хотя потребная мощность привода компрессора при этом будет возрастать. Установки с выходом воздуха после решетки в атмосферу (открытые установки), работающие “на давление”, имеют преимущество свободного доступа к выходному сечению решетки, где выполняется наибольшее число измерений.
При работе “на просос” числа Re в проточной части будут пониженными, однако при этом снизится также потребная мощность эксгаустера.
В проточной части установки перед экспериментальной решеткой могут располагаться подогреватели электрические или газовые (камеры сгорания) для повышения температуры рабочего тела при исследовании лопаток турбин или для предотвращения конденсации и замерзания водяного пара при работе “на просос”.
Потребная мощность привода существенно уменьшается при помещении исследуемых решеток в замкнутый контур, заполненный рабочим телом, имеющим большую молекулярную массу (малое значение газовой постоянной R).
В экспериментах измеряются значения полного и статического давлений и температура потока на входе в рабочую часть, поля скоростей потока при выходе из решетки. Последние измерения выполняются в центральных межлопаточных каналах для исключения влияния боковых стенок. Измерения производятся с помощью ориентируемых по направлению потока насадков или гребенок приемников давления (см. гл. 2). По результатам измерений вычисляются значения коэффициента потерь £ = 1 -	] , дей-
ствительные значения угла выхода потока 02 и другие параметры. Здесь А, — среднее значение приведенной скорости на выходе, оп-ределенное по осредненным по площади (или по другим параметрам) экспериментальным значениям полного р2ср и статического
265
р2ср давлении; — изоэнтропическая приведенная скорость, рассчитанная по значению полного давления на входе в решетку pj и статического давления на выходе р2ср .
В некоторых случаях измеряются распределение статических давлений по стенкам лопаток и поля скоростей потока в межлопаточных каналах. При этом находят применение оптические методы измерений.
Испытания компрессоров. Основной задачей при испытаниях компрессоров является определение их характеристик в широком диапазоне изменения определяющих параметров — приведенных значений частоты вращения и расхода воздуха. Большое внимание при этом также уделяется исследованию устойчивости компрессоров при различных пространственных и временных возмущениях потока на входе, характерных для воздухозаборников, а также вызванных условиями эксплуатации двигателя. При автономных испытаниях исследуются также прочностные характеристики элементов компрессора, главными из которых являются уровни напряжений и частоты колебаний лопаток.
Стенды для испытаний компрессоров могут быть следующих типов:
а)	открытые стенды с всасыванием воздуха из атмосферы;
б)	стенды с подачей воздуха от воздушно-компрессорной станции при различных значениях температуры и давления;
в)	стенды с замкнутым контуром.
Открытые стенды являются самыми простыми. Схема такого стенда представлена на рис. 8.3. Испытуемый компрессор 3 приводится во вращение электродвигателем 7 через мультипликатор 6. Воздух поступает к компрессору из атмосферы через патрубок 1 с профилированным входом и ресивер 2, в котором может размещаться система шумоглушения, а также имитаторы воздухозаборника, обеспечивающие заданное поле скоростей потока на входе. Из компрессора воздух поступает в сборник 5 и затем выбрасывается в атмосферу. Дроссельная заслонка 4 предназначена для изменения расхода воздуха.
На открытом стенде температура и давление воздуха на входе определяются атмосферными условиями. Поэтому изменение приведенных частот вращения здесь возможно только путем измене-266
ния в широких пределах физических частот вращения. Это позволяет исследовать характеристики компрессора, но на ряде режимов значения п могут заметно отличаться от реализуемых в эксплуатаци