Метод и средства доводки системы запуска авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера

Актуальность темы исследования. Запуск авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) является важным режимом, который во многом определяет безопасность, эффективность эксплуатации и надежность двигателя и летательного аппарата в целом. Запуск авиационного ГТД представляет собой раскрутку ротора двигателя от неподвижного состояния в наземных условиях или от режима авторотации в полёте до режима малого газа. Для запуска ГТД применяется комплекс, включающий в себя пусковую систему и систему запуска камеры сгорания, взаимодействующий с топливной системой, системой автоматического управления (САУ) и системой энергоснабжения двигателя. Работа всех этих устройств должна быть согласована между собой. На подавляющем большинстве отечественных и зарубежных пассажирских и транс-портных самолётах для запуска двигателей применяется воздушная система на базе турбинных пусковых устройств (воздушных турбин). Для её функционирования используется сжатый воз-дух, отбираемый либо от вспомогательной силовой установки (ВСУ) самолёта, либо от ранее запущенного двигателя, либо от аэродромной установки воздушного запуска. В состав турбинного пускового устройства входят турбостартер воздушный (ТСВ), а также регулирующая и отсечная заслонки. К турбинным пусковым устройствам предъявляются следующие основные требования: - обеспечение возможности совместной работы ВСУ и ТСВ во всём диапазоне условий их эксплуатации; - обеспечение раскрутки ротора ГТД до частоты вращения малого газа за определённый небольшой период времени; - обеспечение безопасной эксплуатации, ограничение максимального крутящего момента на выходном валу турбины ТСВ и её максимальной частоты вращения; - обеспечение минимальных массы и габаритов, низкая стоимость изготовления и технического обслуживания, а также требования по выполнению конструкции в виде одного или двух отдельных агрегатов, допускающих быструю замену в процессе технического обслуживания, наличие аварийной системы отключения при возникновении нерасчётных условий и параметров работы и другие. Эти требования необходимо учитывать при создании, модернизации и доводке современных конкурентных турбинных пусковых устройств. Таким образом, при модернизации и доводке турбинных пусковых устройств необходимо предусмотреть взаимное влияние разнообразных факторов на совместную работу ВСУ и ТСВ, ограничения на максимальные величины крутящего момента и частоты вращения вала ТСВ, а также на время раскрутки ротора ГТД до частоты вращения режима малого газа. Поскольку в процессе доводки авиационного ГТД создаются различные модификации двигателя, то для каждого варианта двигателя приходится находить своё время запуска τ3. Причем определение времени τ3 необходимо выполнять на всех режимах работы ВСУ при раз-личной высоте полета, температуре окружающей среды, углах установки входного направляющего аппарата ВСУ. При экспериментальной доводке это очень трудоёмкий процесс, который требует использования специальных высотных установок. Снизить трудоемкость указанного процесса могут позволить технологии расчётной доводки. Исходя из вышесказанного, актуальной является задача разработки метода расчётной доводки системы запуска авиационного ГТД на базе воздушного турбостартера, позволяющего обеспечивать необходимые значения параметров системы запуска за приемлемое время и без больших материальных затрат. Степень разработанности темы. Проведённый анализ литературы показал, что в настоящее время выполнено довольно большое количество исследований, так или иначе связанных с определением параметров системы запуска авиационного ГТД на базе воздушного турбостартера. Следует отметить работы коллективов фирм и университетов ПАО «ОДК СА-ТУРН», ПАО «ОДК-КУЗНЕЦОВ», ЦИАМ им. П.И. Баранова, АО «ОДК-АВИАДВИГАТЕЛЬ», АО «ОДК-СТАР», РГАТУ, УГАТУ, Самарского университета, Пхоханского университета науки и технологии (Республика Корея), Нанкинского университета аэронавтики и астронавтики (Китай) и других. Проблемам определения характеристик осевого компрессора в области запуска ГТД посвящены труды авторов Червонюк В.В., Мухаммедова Н.А., Гайдай М.С., Добродеева Н.А. и других. Существенный вклад в изучение рабочих про-цессов пусковых приводных турбин внесли Быков Н.Н., Емин О.Н., Митрохин В.Т., Шерстюк А.М., Зарянкин А.Е., Наталевич А.С., Тихонов Н.Т., Матвеев В.Н. и другие. Задачами запуска ГТД занимались Иноземцев А.А., Сандрацкий В.И., Кривошеев И.А. и другие. В последние годы проблеме оптимизации рабочих процессов лопаточных машин уделяли большое внимание Егоров И.Н., Федечкин К. С., Попов Г.М., Чарльз Хирш и другие. Тем не менее, анализ отечественных и зарубежных исследований показал, что, несмотря на наличие работ, посвященных определению параметров системы запуска авиационного ГТД, немного исследований посвящено системам запуска при использовании ТСВ. В настоящее время отсутствует однозначная методика согласования работы ВСУ и ТСВ, также как и работы по доводке систем запуска ГТД на базе воздушных турбостартеров. Основная причина этого заключается в том, что системой запуска ГТД занимаются по остаточному принципу, в результате чего применяемые сегодня на ГТД турбостартеры далеки от совершенства: обладают недостаточной надежностью, эффективностью, мощностью и повышенной массой. Цель работы: повышение эффективности системы запуска авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера за счёт разработки метода и средств расчёт-ной доводки системы запуска с использованием численных моделей рабочего процесса пусковых турбин. Задачи работы: 1. Создать методику согласования работы вспомогательной силовой установки и воздушного турбостартера. 2. Разработать и проанализировать математическую модель раскрутки ротора ГТД и создать программное обеспечение расчёта основных параметров запуска ГТД. 3. Разработать численные модели рабочего процесса турбин воздушных турбостартеров, позволяющих определять характеристики пусковых турбин, и провести их валидацию. 4. Создать метод расчётной доводки системы запуска ГТД. 5. Апробировать разработанный метод расчётной доводки системы запуска ГТД на примере воздушных турбостартеров ГТД семейства НК. Объект и предмет исследования. Объект исследования – процессы в системе запуска ГТД. Предмет исследования – система запуска авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера. Научная новизна: 1. Разработана методика согласования работы вспомогательной силовой установки и воздушного турбостартера, отличающаяся видом представления расходных характеристик ВСУ с магистралью и ТСВ. Расходная характеристика ТСВ применяется в виде зависимости пара-метра расхода от степени понижения давления турбины при неподвижном роторе. Расходная характеристика ВСУ с воздушной магистралью представляет собой зависимость параметра расхода, вычисляемого по значениям расхода, полного давления и полной температуры на вы-ходе из магистрали, от отношения полного давления на выходе из воздушной магистрали к атмосферному давлению. Методика позволяет оценивать возможность совместной работы ВСУ и ТСВ. В случае отрицательной оценки предлагаются пути обеспечения совместной работы ВСУ и ТСВ, а в случае положительной – находятся значения параметров воздушного потока в системе запуска. 2. Разработана математическая модель раскрутки ротора ГТД, отличающаяся от известных учётом переходных процессов открытия заслонки воздушного стартера, розжига топливо-воздушной смеси и снижением интенсивности роста крутящего момента турбины двигателя при достижении режима малого газа. 3. Составлен алгоритм расчёта основных параметров запуска ГТД, отличающийся применением разработанной математической модели раскрутки ротора, и позволяющий определять время запуска двигателя и максимальный крутящий момент на валу пусковой турбины. 4. Впервые установлена зависимость длительности запуска от параметров модели раскрутки ротора ГТД, а именно: - времени открытия воздушной заслонки ТСВ; - интервала времени достижения равенства крутящих моментов на валу турбины и компрессора двигателя после розжига камеры сгорания; - максимального значения коэффициента соотношения крутящего момента на валу турбины и компрессора двигателя; - передаточного отношения редуктора между валом турбокомпрессора и валом турбины ТСВ. 5. Разработан метод расчётной доводки системы запуска ГТД, отличающийся методикой согласования работы ВСУ и ТСВ, математической моделью раскрутки ротора и алгоритмом определения основных параметров системы запуска ГТД. Теоретическая и практическая значимость работы. Теоретическая значимость результатов работы заключается в развитии методов моделирования процессов системы запуска авиационных ГТД на базе воздушных турбостартеров, в частности, процесса раскрутки ротора двигателя и рабочего процесса пусковых турбин. Применение созданного метода на практике даёт возможность определять параметры рабочего процесса воздушных стартеров при совместной работе с существующими и перспективными вспомогательными силовыми установками. Разработанный метод позволяет осуществлять расчётную доводку с учётом режимных ограничений за небольшое время при наличии проблем обеспечения показателей системы запуска авиационного ГТД, установленных техническим заданием (ТЗ). На программное обеспечение, разработанное для определения параметров совместной работы ВСУ с ТСВ с целью нахождения моментной характеристики турбины ТСВ и времени запуска ГТД, получено свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ № 2019663216 «Программа определения времени запуска турбомашины Turbomachine Start Time Calculation». Результаты работы были использованы при комплексной модернизации системы запуска одного из газотурбинных двигателей ПАО «Кузнецов». Для запуска двигателя было проработано применение одноступенчатого и двухступенчатого ТСВ со штатной ВСУ. Созданный метод расчётной доводки системы запуска ГТД на базе воздушного турбостартера внедрен в учебный процесс на кафедре теории двигателей летательных аппаратов имени В.П. Лукачева Самарского национального исследовательского университета имени академика С.П. Королёва. Методы исследования. Для решения поставленных задач использованы методы теории турбомашин, математического моделирования и вычислительной математики. Численное моделирование рабочего процесса пусковых турбин выполнялось в программном комплексе NUMECA FINE/Turbo вычислительной газовой динамики c использованием осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса в пространственной постановке. Процесс оптимизации осуществлялся с помощью программного комплекса IOSO, основанного на технологии Indirect Optimization on the base of Self-Organization (непрямая оптимизация на основе самоорганизации). Положения, выносимые на защиту: 1. Методика согласования работы вспомогательной силовой установки и воздушного турбостартера. 2. Математическая модель раскрутки ротора газотурбинного двигателя, учитывающая переходные процессы открытия заслонки воздушного стартера, розжига топливо-воздушной смеси и снижения интенсивности роста крутящего момента турбины двигателя при достижении режима малого газа. 3. Алгоритм определения времени запуска двигателя и максимального крутящего момента на валу пусковой турбины. 4. Зависимости длительности запуска от параметров модели раскрутки ротора ГТД: - времени открытия воздушной заслонки ТСВ; - интервала времени достижения равенства крутящих моментов на валу турбины и компрессора двигателя после розжига камеры сгорания; - максимального значения коэффициента соотношения крутящего момента на валу турбины и компрессора двигателя; - передаточного отношения редуктора между валом турбокомпрессора и валом каскада двигателя. 5. Метод расчетной доводки системы запуска ГТД. Достоверность полученных результатов. Достоверность полученных результатов обусловлена использованием для моделирования рабочего процесса пусковых турбин сертифицированного коммерческого программного комплекса NUMECA FINE/Turbo, базирующегося на широко применяемых в вычислительной газовой динамике осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, а также совпадением результатов численного моделирования рабочего процесса исследуемых воздушных турбин с экспериментальными данными. Апробация результатов исследования. Результаты работы были доложены на: международном молодежном форуме «Будущее авиации и космонавтики за молодой Россией» (г. Жуковский, Россия, 2019 г.); международной молодежной научной конференции «XXIV Туполевские чтения (школа молодых ученых)» (г. Казань, Россия, 2019 г.); международной молодежной научной конференции «XV Королевские чтения» (г. Самара, Россия, 2019 г.), международной конференции XXI International Conference Complex Systems: Control and Modeling Problems (CSCMP) 2019 (г. Самара, Россия, 2019 г.), международной конференции 10th International Conference on Simulation and Modeling Methodologies, Technologies and Applications (SIMULTECH) 2020 (онлайн-конференция, 2020 г.), международной конференции The 4th International Conference on Mechanical, System and Control Engineering (ICMSC 2020) (онлайн-конференция, г. Казань, Россия, 2020 г.), международной специализированной выставке и конференции ASME TURBO EXPO 2021 (онлайн-конференция, 2020 г.), международной конференции AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum (онлайн-конференция, 2020 г.), V Всероссийском молодежном научном форуме «Наука будущего – наука молодых» (г. Москва, Россия, 2020 г.), международной научно-технической конференции по авиационным двигателям International Conference on Aviation Motors (ICAM 2020) (г. Москва, Россия, 2021 г.). Публикации. По теме диссертации опубликовано 12 статей в журналах, рекомендованных ВАК, в том числе 9 статей в изданиях, индексируемых в базе данных Scopus, получено 3 свидетельства о регистрации программ для ЭВМ. Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения, списка литературы из 67 наименований. Текст диссертации содержит 133 страницы, 76 рисунков и 6 таблиц.