aviadvig022020

ОГЛАВЛЕНИЕ ВЫПУСКА ЖУРНАЛА

АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова (Москва)

Номер: 2 (7)

Год: 2020

Название статьи

Страницы

ОЦЕНКА ДОЛГОВЕЧНОСТИ ЛОПАТОК РАБОЧЕГО КОЛЕСА ТУРБИНЫ ТНА ПРИ НАЛИЧИИ ДЕФЕКТОВ, ВЫЗВАННЫХ ОСОБЕННОСТЯМИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ Иванов А.В., Рудис М.А.

7-14

ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ КЛОКИНГА В КОМПРЕССОРЕ Браилко И.А., Старцев А.Н.

15-26

МОДЕЛИРОВАНИЕ ПОДВОДА СМАЗКИ К РОТОРНЫМ ПОДШИПНИКАМ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ЧЕРЕЗ МАСЛОЗАХВАТНОЕ КОЛЬЦО Фалалеев С.В., Боев А.А.

27-34

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДУГОВОГО РАЗРЯДА В ВОЗДУХЕ ПРИ ВОЗДЕЙСТВИИ ВНЕШНЕГО МАГНИТНОГО ПОЛЯ В МАГНИТОГАЗОДИНАМИЧЕСКОМ ПРИБЛИЖЕНИИ Семенёв П.А., Токталиев П.Д., Моралев И.А., Казанский П.Н., Битюрин В.А., Бочаров А.Н.

35-44

ВЛИЯНИЕ ЗАКРУТКИ ПОТОКА ВОЗДУХА В ЗОНЕ ГОРЕНИЯ НА ОСЕВОЙ РАЗМЕР ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Строкин В.Н., Шилова Т.В.

45-50

УПРАВЛЕНИЕ ТЯГОЙ И ШУМОМ ДВИГАТЕЛЕЙ СВЕРХЗВУКОВОГО ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА НА ВЗЛЕТЕ Мирзоян А.А., Халецкий Ю.Д.

51-56

ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКЦИИ ЛЕПЕСТКОВ РАДИАЛЬНОГО ГАЗОВОГО ПОДШИПНИКА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ЖЕСТКОСТИ И ДЕМПФИРОВАНИЯ В ОПОРЕ (ОБЗОР) Темис М.Ю.

57-77

УДК 621.45.017:539.375.5

Оценка долговечности лопаток рабочего колеса турбины ТНА при наличии дефектов, вызванных особенностями изготовления Иванов А.В., Рудис М.А. АО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко», г. Химки e-mail: iav308@inbox.ru

Рассмотрены вопросы, связанные с оценкой циклической долговечности рабочих лопаток колеса турбины турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя при наличии на лопатках следующих дефектов: поверхностного дефектного слоя, формирующегося в процессе изготовления лопаток турбин с применением электроэрозионной обработки, и дефектов типа несплавления, полученных при изготовлении с применением аддитивных технологий. Ключевые слова: рабочее колесо турбины, блиск, лопатка, дефект, число циклов, напряжение, трещина.

Durability assessment of turbopump turbine wheel blades with manufacturing feature defects Ivanov A.V., Rudis M.A. JSC «NPO Energomash named after academician V.P. Glushko», Khimki

The article discusses issues related to assessment of cyclic life of turbine rotor blades of a liquid rocket engine’s turbopump, considering following defects of blades: a defective surface layer, which is formed during manufacturing of turbine blades by electrical discharge machining, and lack-of-fusion defects formed during manufacturing using additive technologies.

Keywords: turbine wheel, blisk, blade, defect, number of cycles, stress, crack.

Введение Одним из перспективных направлений развития ракетнокосмической техники является многоразовое применение первых ступеней ракет-носителей или многократное включение в полете двигателей верхних ступеней и разгонных блоков. При этом на узел турбины – один из основных элементов конструкции турбонасосного агрегата (ТНА), определяющий параметры и работо-

Рис. 1. Ротор ТНА с РК турбины типа блиск

способность жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) [1], – действуют высокие переменные нагрузки: давление, частота вращения, температура. Рабочие колеса (РК) турбин ТНА ЖРД, как правило, изготавливают в виде монолитного элемента типа блиск (рис. 1), состоящего из диска и лопаток [2]. В процессе производства и эксплуатации РК на их поверхности, а также в основном материале возможно возникновение дефектов, вызванных особенностями технологического процесса и условиями эксплуатации: – хрупкий поверхностный слой при изготовлении с применением электроэрозионной обработки; – повреждение поверхности при сборке и эксплуатации (например, посторонними частицами); – дефекты литья по выплавляемым моделям (неслитины, раковины, плены и т.п.); – дефекты, вызванные применением аддитивных технологий (несплавление гранул, раковины).

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

7

Постановка задачи, метод и результаты исследования Наиболее широко применяемым в настоящее время технологическим процессом изготовления лопаток РК турбины является электроэрозионная обработка (ЭЭО), а перспективным методом изготовления РК – аддитивные технологии [3]. Эти способы изготовления рассмотрены ниже с точки зрения влияния на ресурс РК. Электроэрозионная обработка. Структура и состав поверхностного слоя, образовавшегося в процессе ЭЭО, обусловлены мощным тепловым воздействием электрического разряда, химическим воздействием плазмы разряда и рабочей жидкости, в которой производится обработка. В результате теплового воздействия поверхность оплавляется, и в поверхностном слое возникают структурные изменения и растягивающие остаточные напряжения с максимумом на поверхности детали. Возможно насыщение поверхностного слоя компонентами, входящими в состав материала инструмента, а также содержащимися в рабочей жидкости [4]. Микротвердость поверхностного слоя металла возрастает. Глубина слоя (иногда называемого белым или дефектным) зависит от теплофизических свойств обрабатываемого металла, шероховатости поверхности и режима обработки [5]. Физико-механические и структурно-фазовые свойства такого измененного тонкого поверхностного слоя обусловлены химическим и механическим взаимодействием материалов заготовки, электрода-инструмента и рабочей среды. Микрогеометрия поверхности определяется формой и размерами лунок, образованных единичными разрядами и их перекрытием [5]. Радиус Rmax и глубина лунки зависят от энергии импульса

где СR – коэффициент, определяемый материалом заготовки, для жаропрочных никелевых сплавов СR » 100; Wи – энергия импульса; b1 – коэффициент, учитывающий форму лунок, для жаропрочных никелевых сплавов b1 = 0,37…0,4. Толщина дефектного слоя возрастает с увеличением энергии и длительности импульсов [6]:

где СН – эмпирический коэффициент, определяемый материалом заготовки, для жаропрочных никелевых сплавов СН = 0,04…0,06; b2 – эмпирический коэффициент, для жаропрочных никелевых сплавов b2 » 0,39; Uпр.ср – среднее напряжение пробоя; Iпр.ср – среднее значение силы тока пробоя; fи = 1 / Tи – частота следования импульсов; Tи – период повторения импульсов.

8

Рис. 2. Дефектный слой после проведения ЭЭО: а – на стали [7]; б – на поверхности лопатки [8]

Структура поверхностного слоя лопатки после ЭЭО показана на рис. 2. После проведения ЭЭО дефектный слой, как правило, удаляют механическим или электрохимическим способом. Однако на отдельных участках поверхности полностью удалить его не удается. Металлографический анализ показывает, что глубина такого слоя на данных участках поверхности лопатки в зависимости от режима ЭЭО и способа его удаления составляет 0,02…0,05 мм, причем значение 0,05 мм следует рассматривать как максимальное. Материал поверхностного слоя достаточно хрупок, обладает незначительной пластичностью и склонен к образованию микротрещин при сравнительно малых нагрузках. Аддитивные технологии изготовления РК из различных материалов и сплавов, основанные на методе послойного синтеза заготовок, – одно из наиболее динамично развивающихся направлений «цифрового» производства. Для изготовления РК турбины чаще всего применяют технологию сплавления порошкового материала лазерным излучением. Особенности технологии: разброс размеров гранул порошкового материала, разброс температуры поверхностей разных элементов заготовки, расфокусировка лазера и др. – обуславливают появление в структуре основного материала дефектов типа несплавления гранул (рис. 3). Для анализа влияния дефектов, возникающих при изготовлении заготовок с применением аддитивных технологий, может использоваться та же модель долговечности, что и для учета влияния поверхностного слоя. Метод исследования. Массив металла имеет поверхностный (дефектный) хрупкий слой (рис. 4,а) толщи-

ной h0 или дефект сплавления материала (рис. 4,б). Напряжение, действующее в детали, составляет sn. Механические свойства массива металла выше, чем хрупкого материала поверхностного (дефектного) слоя, поэтому трещина образуется в поверхностном слое при первом нагружении напряжением sn. В этом случае пластическую область следует рассматривать как зону начала образования трещины в основном материале. При применении аддитивных технологий роль трещины играет дефект сплавления материала. Поскольку пластические свойства материала слоя низки, предполагаем, что при первом нагружении образуется трещина, глубина которой равна толщине слоя (h0), а протяженность трещины s >> h0. Принято, что в хрупких материалах радиус закругления основания трещины составляет r0 » 0,01 мм [10]. Теоретический коэффициент концентрации напряжений в зоне трещины [10] (1) При такой концентрации упругое напряжение в основании трещины составляет (здесь и далее индекс «к» означает, что параметр относится к зоне концентрации напряжений) (2) Для дальнейших расчетов используются следующие параметры материала РК турбины (применена степенная аппроксимация кривой деформирования): –

–

Рис. 3. Электронное изображение структуры лопатки из никелевого сплава [9] (стрелками показаны раковины с несплавленными гранулами)

Рис. 4. Схема лопатки с дефектным слоем: а – дефект в поверхностном слое после ЭЭО; б – дефект основного материала после сплавления; 1 – основной массив металла; 2 – дефектный слой; 3 – трещина; 4 – пластическая область

– предел упругости

(предел пропорциональности) [10]; – eу = sу /E – деформация, соответствующая пределу упругости (пределу пропорциональности); – характеристика упрочнения материала (m); – вязкость разрушения (K1c, МПа×м0,5 ). Трещина, являясь источником концентрации напряжений, приводит к образованию упругопластических деформаций в зоне ее основания. Относительная упругопластическая деформация с учетом (2) может быть определена при помощи зависимости [11] (3) Величина деформации при eу = sу / E составляет

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

9

Протяженность пластической зоны [10]

Как правило, соотношение xт / h0 << 1,0, поэтому размером пластической зоны можно пренебречь по сравнению с начальной длиной трещины, равной толщине дефектного слоя h0 = 0,05 мм или размеру дефекта, вызванного несплавлением гранул, примерно 0,03…0,15 мм. Максимальное значение первого главного упругопластического напряжения в пластической зоне определено по зависимости, приведенной в [10]: (4) В дальнейшем при оценке долговечности используется значение s1 max, так как обычно оно превышает значение напряжения smax к. Сначала определим критическую глубину развивающейся трещины. Из соотношения для интенсивности напряжений [10]: (5) где bл – толщина лопатки в рассматриваемом сечении; l – длина трещины, находим (6) Зная все входящие в правую часть уравнения (6) величины, найдем lкр /bл, откуда, зная толщину лопатки в рассматриваемом сечении, определим критическую длину трещины (lкр ).

Рис. 5. Схема образования трещины в основном материале: а – дефект в поверхностном слое; б – дефект основного материала; 1 – основной массив металла; 2 – дефектный слой; 3 – трещина; 4 – пластическая область; l0 – протяженность трещины в пластической зоне; lкр – критическая длина трещины

10

Предположим, что в массиве металла лопатки образовалась трещина, размер которой равен начальному размеру пластической зоны (рис. 5). Долговечность лопатки определяется расстоянием Dl = lкр - l0, которое должна пройти трещина при своем развитии. Число циклов до разрушения определяется по следующей зависимости [10]: (7) где – приведенное относительное напряжение, определенное в соответствии с [10]; s̄1к(0) – приведенное первое главное напряжение в зоне концентрации при нулевой длине трещины; s̄1к(l0) – приведенное первое главное напряжение в зоне концентрации при длине трещины l0; P0 = [2 - 0,5(1 - m)(1 - s̄к)] / (1 + m); m0 = 0,36 + 0,002sв; g0 = P0 / m0. Под циклом в рассматриваемом случае понимаем: для двигателя с однократным включением в полете – цикл полетного использования; для двигателя с многократным включением в полете – цикл одного включения. Значение относительной разрушающей деформации ēf = ef / ey , где ey = sy / E, а также: – для плоской деформации [10]

– для плоского напряженного состояния [10]

На основании полученных зависимостей можно определить минимальное число циклов до разрушения. Результаты дают нижнюю оценку по числу циклов от образования трещин и до разрушения, если рассматривать плоскую деформацию в зоне трещины. В случае плоского напряженного состояния в связи с увеличением ēf число циклов может возрасти примерно в 1,7 раза, однако расчетные оценки должны основываться на минимальных параметрах долговечности. Результаты исследования. На основании полученных зависимостей и предположений проведен расчет числа циклов до разрушения РК по данным [12]. При анализе лопатки РК турбины методом конечных элементов напряжение в зоне возможного наличия остатков дефектного слоя – на корыте лопаток – составляет ~ 147 МПа. Вместо исходного материала РК – никелевого сплава ХН59МВТКЮЛ – рассмотрены два варианта материала: сплав ХН43БМТЮ-ВД и сплав типа Inconel 718. С учетом того, что температура рабочего тела на входе

в РК составляет ~ 400°С, а свойства рассматриваемых сплавов мало отличаются в диапазоне температуры 20…500°С, для оценочных расчетов используем их свойства при температуре 20°С.

1. Никелевый сплав ХН43БМТЮ-ВД. Свойства сплава [13]: – предел прочности sв ³ 1127 МПа; – условный предел текучести s0,2 ³ 735 МПа; – относительное удлинение d ³ 13%. Принято, что лопатки РК турбины изготовлены с применением ЭЭО и после удаления дефектного слоя на их поверхности остались незначительные его участки толщиной до 0,05 мм. Наличие дефектного слоя – причина зарождения трещины в зоне кромки лопатки со стороны корыта.

2. Никелевый сплав типа Inconel 718. РК изготовлено из гранул размером 0,03…0,08 мм с применением аддитивных технологий, минимальные механические свойства при вертикальном направлении выращивания составят [14]:

– предел прочности sв ³ 1120 МПа; – условный предел текучести s0,2 ³ 920 МПа; – относительное удлинение d ³ 7,2%; – относительное сужение y ³ 6,8%. Часть элементов в процессе изготовления с применением аддитивных технологий синтезируется не вертикально, а под углом, в связи с чем свойства материала снижаются [3]. В зависимости от угла падение свойств может составить 20…40%. При расчете числа циклов предполагаем, что в теле лопатки имеется дефект, вызванный локальным несплавлением гранул. В результате расчетов для каждого рассмотренного варианта получено минимальное число циклов до разрушения. Результаты расчетного анализа представлены на рис. 6 – рис. 8 в виде зависимости относительной длины трещины – отношения текущей длины трещины к ее критическому значению (l/lкр) – от относительного числа циклов – отношения текущего числа циклов к максимальному из полученного числа циклов до разрушения (N / Nmax) для каждого расчетного случая.

Рис. 6. Зависимость относительной длины трещины от относительного числа циклов при наличии дефектного поверхностного слоя

Рис. 7. Зависимость относительной длины трещины от относительного числа циклов при наличии дефекта, вызванного несплавлением гранул при изготовлении

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

11

Рис. 8. Зависимость относительной длины трещины от относительного числа циклов при наличии дефекта и снижении механических свойств, l0 = d, r0 = 0,01 мм

В случае изготовления лопаток РК с применением ЭЭО сравнение проведено для двух вариантов радиуса у вершины трещины (r0) – 0,01 и 0,02 мм. Расчеты по приведенной выше методике показали, что максимальное число циклов до разрушения у трещины с r0 = 0,02 мм примерно в два раза больше, чем у трещины с r0 = 0,01 мм (рис. 6). До достижения 80% максимального числа циклов до разрушения рост трещины незначителен и не приводит к разрушению РК, дальнейшее увеличение числа циклов вызывает интенсивный рост трещины, приводя в итоге к разрушению лопатки. При анализе случая изготовления с применением аддитивных технологий рассмотрены следующие варианты размера дефекта при выращивании детали (рис. 7): первоначальная протяженность дефекта (l0) составляет один, два и три минимальных размера гранулы исходного материала (d), минимальный радиус в зоне несплавления гранул r0 = 0,01 и 0,02 мм. На рис. 7 видно качественное отличие результатов: рост размера трещины/дефекта начинается практически с первого нагружения, особенно ярко это проявляется для дефектов с большей первоначальной протяженностью. Чем больше первоначальный размер дефекта, тем больше влияет величина радиуса у его вершины на максимальное число циклов до разрушения: при изменении радиуса у вершины с 0,01 до 0,02 мм для детали с первоначальной длиной дефекта 1d оно увеличивается на ~ 10%, для 2d – на ~ 12%, для 3d – на ~ 20%. При количественном анализе влияния первоначальной протяженности дефекта на число циклов установлено, что максимальное число циклов для лопатки РК турбины с первоначальным дефектом длиной 1d примерно в 3 раза больше, чем для лопатки такого же колеса с первоначальным дефектом длиной 3d. В связи с тем, что для деталей, изготовленных с применением аддитивных технологий, характерно

12

снижение механических свойств в зависимости от направления синтеза элемента детали, был проведен анализ влияния снижения механических свойств на максимальное число циклов до разрушения (рис. 8). Во всех трех вариантов первоначальный размер дефекта был равен минимальному размеру гранулы, минимальный радиус в зоне несплавления гранул r0 = 0,01 мм. Отличия между рассмотренными вариантами: – механические свойства соответствуют вертикальному направлению выращивания; – снижение механических свойств по сравнению с вертикальным направлением выращивания составляет 20%; – снижение механических свойств составляет 40%. Количественная оценка, проведенная для одинаковой конструкции с одинаковыми условиями нагружения, показала, что уменьшение максимального числа циклов при снижении механических свойств составляет до 30%, при этом общая качественная картина роста трещины от цикла к циклу остается аналогичной независимо от начального уровня механических свойств. Предложенная методика позволяет выполнять оценку минимального числа циклов до разрушения при наличии разного вида дефектов, связанных с особенностями изготовления деталей турбомашин.

Заключение Выполненная оценка влияния дефектов, обусловленных технологическими процессами, на циклическую долговечность рабочего колеса турбонасосных агрегатов ЖРД носит достаточно консервативный характер и дает минимально возможное для заданных условий число циклов. Предложенный метод может применяться для оценки ресурса не только рабочих колес турбин, но и сопловых аппаратов и других деталей, подвергаемых циклическому нагружению.

Литература 1. Иванов А.В., Белоусов А.И., Дмитренко А.И. Турбонасосные агрегаты кислородно-водородных ЖРД / Воронеж. гос. техн. ун-т. Воронеж: ВГТУ, 2011. 283 с.

2. Unified Low-Risk Single-Shaft Turbopump for Cryogenic Expander-Cycle Rocket Engines / S.A. Bouley, R.C. Grabowski, V.S. Rachuk, A.I. Dmitrenko and A.V. Ivanov. 2010. 14 p. (46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit; AIAA 2010-7130).

3. Перспективы применения аддитивных технологий для создания деталей и узлов авиационных ГТД и ПВРД / Л.А. Магеррамова, Ю.А. Ножницкий, С.А. Волков и др. // Вестн. Самар. ун-та. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2019. Т. 18, № 3. С. 81–98.

4. Материаловедение и технология металлов: допущено … в качестве учеб. для студентов вузов, обучающихся по машиностроит. специальностям / Фетисов Г.П., Карпман М.Г., Матюнин В.М. и др. М.: Высшая школа, 2001. 639 с.

5. Елисеев Ю.С., Саушкин Б.П. Электроэрозионная обработка изделий авиационно-космической техники / под ред. Б.П. Саушкина. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010. 437 с.

6. Технология производства жидкостных ракетных двигателей: допущено … в качестве учеб. для студентов вузов, обучающихся по направлению «Двигатели летательных аппаратов» специальности «Ракетные двигатели» / В.А. Моисеев, В.А. Тарасов, В.А. Колмыков, А.С. Филимонов; под ред. В.А. Моисеева и В.А. Тарасова. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2008. 381 с. (Технологии ракетно-космического машиностроения).

7. Панов Д.О., Абляз Т.Р., Абросимова А.А. Металлографический анализ поверхности стали 65Г после электроэрозионной обработки // Современные проблемы науки и образования. 2013. № 5. URL: http://www.scienceeducation.ru/ru/article/view?id=10218. Дата публикации: 2013-10-01.

8. Коденцев С.Н., Ростиславин А.Б., Сухочев Г.А. Технологическое обеспечение эксплуатационных показателей агрегатов перспективных двигателей // Научно-технический юбилейный сборник, 1941–2011: посвящается 70-летию образования Конструкторского бюро химавтоматики: в 3 т. / КБХА; глав. ред.: В.С. Рачук. Воронеж: Кварта, 2012. Т. 3. С. 22–29.

9. Исследование стойкости к возгоранию в среде окислительного генераторного газа образцов лопаток рабочего колеса и статора турбины, изготовленных с использованием технологии селективного лазерного сплавления / Белов Е.А., Иванов А.В., Иванов Н.Г. и др. // Труды НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко. 2018. № 35. С. 121–138.

10. Прочность и ресурс ЖРД / Н.А. Махутов, В.С. Рачук, М.М. Гаденин и др.; под ред. Н.А. Махутова и В.С. Рачука; Рос. акад. наук, Ин-т машиностроения им. А.А. Благонравова. М.: Наука, 2011. 525 с. (Исследования напряжений и прочности ракетных двигателей).

11. Махутов Н.А. Деформационные критерии разрушения и расчет элементов конструкций на прочность. М.: Машиностроение, 1981. 272 с.

12. Исследование долговечности лопаток турбины модельной паротурбинной установки / М.А. Рудис, В.Я. Свистов, А.В. Иванов, А.В. Колтаков // Вестник ВГТУ. 2008. Т. 4, № 11. С. 53–59.

13. Ткачев В.И., Холодный В.И., Левина И.Н. Работоспособность сталей и сплавов в среде водорода. Львов: Вертикаль, 1999. 256 с.

14. EOS: Industrial 3D Printing: Success Stories: Products and Services: Innovations: site / EOS GmbH. URL: https:// www.eos.info/en (дата обращения: 2020-03-27).

References 1. Ivanov A.V., Belousov A.I., Dmitrenko A.I. Turbonasosnye agregaty kislorodno-vodorodnykh ZhRD [OxygenHydrogen LRE Turbopumps] / Voronezh State Technical University. Voronezh: VSTU, 2011. 283 p.

2. Unified Low-Risk Single-Shaft Turbopump for Cryogenic Expander-Cycle Rocket Engines / S.A. Bouley, R.C. Grabowski, V.S. Rachuk, A.I. Dmitrenko and A.V. Ivanov. 2010. 14 p. (46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit; AIAA 2010-7130).

3. Perspektivy primeneniya additivnykh tekhnologii dlya sozdaniya detalei i uzlov aviatsionnykh gazoturbinnykh dvigatelei i pryamotochnykh vozdushno-reaktivnykh dvigatelei [Prospects of Application of Additive Technologies to Develop Parts and Components of Gas Turbine Engines and Ramjet Engines] / L.A. Magerramova, Yu.A. Nozhnitskii, S.A. Volkov et al. // Vestnik of Samara University. Aerospace and mechanical engineering. 2019.

Vol. 18, nr 3. P. 81–98.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

13

4. Materialovedenie i tekhnologiya metallov: uchebnik dlia studentov vuzov, obuchayushchikhsia po mashinostroitel'nym spetsial'nostyam [Materials Science and Technology of Metals. Textbook for Higher Education Mechanical Engineering Students] / Fetisov G.P., Karpman M.G., Matyunin V.M. et al. Moscow: Vysshaya shkola, 2001. 639 p.

5. Eliseev Yu.S., Saushkin B.P. Elektroerozionnaya obrabotka izdelii aviatsionno-kosmicheskoi tekhniki [Electroerosion Processing of Aeronautical and Space Engineering Products] / edited by B.P. Saushkin. Moscow: MSTU Publishing House, 2010. 437 p.

6. Tekhnologiya proizvodstva zhidkostnykh raketnykh dvigatelei: uchebnik dlya studentov vuzov, obuchayushhikhsya po napravleniyu "Dvigateli letatel'nykh apparatov' spetsial'nosti “Raketnye dvigateli” [Technology of Manufacturing of Liquid Rocket Engines. Textbook for Higher Education “Aircraft Engines” Students Specializing in “Rocket Engines”] / V.A. Moiseev, V.A. Tarasov, V.A. Kolmykov, A.S. Filimonov; edited by V.A. Moiseev and V.A. Tarasov.

Moscow: MSTU Publishing House, 2008. 381 p.

7. Panov D.O., Abliaz T.R., Abrosimova A.A. Metallograficheskii analiz poverkhnosti stali 65G posle elektroerozionnoi obrabotki [Metallographic Analysis of 65g Steel Surface after Electrical Discharge Machining] // Sovremennye problemy nauki i obrazovaniya [Modern Problems of Science and Education]. 2013. Nr 5. URL: http://www.scienceeducation.ru/ru/article/view?id=10218. Publication date: 2013-10-01.

8. Kodentsev S.N., Rostislavin A.B., Sukhochev G.A. Tekhnologicheskoe obespechenie ekspluatatsionnykh pokazatelei agregatov perspektivnykh dvigatelei [Technological Support of Advanced Engine Units’ Operational Parameters] // Nauchno-tekhnicheskii yubileinyi sbornik [Scientific and Technical Anniversary Collection], 1941–2011: dedicated to the 70th anniversary of the Chemical Automatics Design Bureau (CADB): in 3 vols. / CADB; edited by V.S. Rachuk.

Voronezh: Kvarta, 2012. Vol. 3. P. 22–29.

9. Issledovanie stoikosti k vozgoraniyu v srede okislitel'nogo generatornogo gaza obraztsov lopatok rabochego kolesa i statora turbiny, izgotovlennykh s ispol'zovaniem tekhnologii selektivnogo lazernogo splavleniya [Investigation of Resistance to Ignition in an Oxidizing Generator Gas Medium of Turbine Wheel and Stator Blades Made Using Selective Laser Fusion Technology] / Belov E.A., Ivanov A.V., Ivanov N.G. et al. // Proceedings of NPO Energomash.

2018. Nr 35. P. 121–138.

10. Prochnost' i resurs ZhRD [LRE Strength and Life]; N.A. Makhutov, V.S. Rachuk, M.M. Gadenin et al.; edited by N.A. Makhutov and V.S. Rachuk; Russian Academy of Sciences, Mechanical Engineering Research Institute named after A.A. Blagonravov (IMASH RAN). Moscow: Nauka, 2011. 525 p.

11. Makhutov N.A. Deformatsionnye kriterii razrusheniya i raschet elementov konstruktsii na prochnost' [Deformation Criteria of Failure and Calculation of Structural Elements for Strength]. Moscow: Mechanical Engineering, 1981. 272 p.

12. Issledovanie dolgovechnosti lopatok turbiny model'noi paroturbinnoi ustanovki [Study of Durability of a Model Steam Turbine Plant’s Turbine Blades] / M.A. Rudis, V.Ya. Svistov, A.V. Ivanov, A.V. Koltakov. Bulletin of the Voronezh State Technical University. 2008. Vol. 4, nr 11. P. 53–59.

13. Tkachev V.I., Kholodnyi V.I., Levina I.N. Rabotosposobnost' stalei i splavov v srede vodoroda [Performance of Steels and Alloys in a Hydrogen Environment]. Lviv: Vertical, 1999. 256 p.

14. EOS: Industrial 3D Printing: Success Stories: Products and Services: Innovations: site / EOS GmbH. URL: https://www.eos.info/en (publication date: 2020-03-27). Материалы получены редакцией 20.03.2020

14

УДК 621.452.3.001.891.5

Моделирование подвода смазки к роторным подшипникам газотурбинных двигателей через маслозахватное кольцо Фалалеев С.В.1, Боев А.А.2 Самарский национальный исследовательский университет им. академика С.П. Королева, г. Самара ПАО «ОДК-Кузнецов», г. Самара e-mail: falaleev.sv@ssau.ru 1 2

Проведено исследование влияния конструктивных и эксплуатационных параметров на прокачку масла при его подводе к подшипнику через маслозахватное кольцо. Выбраны геометрические параметры, обеспечивающие наибольшую прокачку масла, и определены их допустимые технологические отклонения. Проведенные стендовые испытания, а также эксплуатация маслозахватных колец в составе двигателей подтвердили их эффективность и достоверность численных исследований. Ключевые слова: газотурбинный двигатель, подвод масла, маслозахватное кольцо, шариковый подшипник, моделирование течения.

Simulation of an oil supply through the oil catching ring to the gas turbine engine bearings Falaleev S.V.1, Boev A.A.2 1 2

Samara National Research University, Samara PJSC «UEC-Kuznetsov», Samara

The article presents a study of the influence of oil catching ring design and operational parameters on an oil mass flow rate through the bearings. Geometrical parameters which provide the greatest oil mass flow rate were selected and permissible technological deviations for these parameters were determined. Conducted experiments, as well as the operation of oil catching rings in the engines, confirmed their effectiveness and reliability of numerical studies.

Keywords: gas turbine engine, oil supply, oil catching ring, ball bearing, CFD.

Введение Совершенствование конструкции газотурбинных двигателей (ГТД) влечет за собой изменение их рабочих параметров: рост давления и температуры рабочего тела, частоты вращения роторов и т.д. Однако масляные системы двигателей существенно не изменяются [1–4]. Ужесточение эксплуатационных норм для газоперекачивающих агрегатов, повышенные требования к их надежности и экономичности выявили ряд проблем при эксплуатации масляных систем конвертированных ГТД, для решения которых необходимо снизить прокачку масла через опоры двигателя, его расход, а также

обеспечить удовлетворительное тепловое состояние опор, чтобы гарантировать требуемый ресурс двигателя. Поскольку недостатки роторных подшипников характерны для большинства конвертируемых авиадвигателей [5], их ресурс оказывается ниже требуемого [6]. Возникают проблемы с обеспечением ресурса высоконагруженного радиально-упорного подшипника, установленного в компрессоре высокого давления (КВД). Особенности условий его эксплуатации: значительные осевое и радиальное усилия; высокая частота вращения; градиент температуры, вызванный различием в охлаждении наружной и внутренней обойм подшипника. При традиционном подводе масла через форсунки беговая дорожка во внутренней обойме

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

27

охлаждается слабо. Также в пространство между валами обычно подводится воздух, отбираемый из компрессора для охлаждения турбины, температура которого выше температуры в масляной полости, что вызывает дополнительный разогрев внутренней обоймы. Повысить ресурс подшипников можно за счет подвода масла непосредственно в зону трения с использованием маслозахватов [7]. В двигателе Р11Ф-300, а также в ряде двигателей фирмы GE реализованы подобные конструктивные решения [8]. В работах [9; 10] применяется CFD-моделирование течения смазки в элементах подшипника. Целесообразно провести численное исследование подвода масла в зону контакта подшипникового узла ГТД через маслозахватное кольцо с последующим подтверждением результатов при испытании опытных образцов на стенде и в составе двигателя. Результаты таких исследований позволят усовершенствовать масляные системы ГТД.

Постановка задачи Наиболее распространены два способа подвода масла к подшипникам качения ГТД: – в зазор между внутренним кольцом подшипника и сепаратором; – через вал и выполненные во внутренней обойме подшипника каналы. Для подачи масла в зазор между внутренним кольцом подшипника и сепаратором используется форсуночное кольцо с несколькими струйными форсунками, расположенными равномерно по окружности во избежание градиента температур во внутреннем кольце подшипника. Однако при малой потребной прокачке масла, например в опоре КВД малоразмерного двигателя DGEN 380, применяют только одну форсунку. Для получения наибольшего эффекта ось сопла форсунки должна быть определенным образом ориентирована.

При высокой частоте вращения вала либо большой нагруженности подшипника масло подается за счет центробежных сил из масляной ванны, созданной на внутренней стороне вала под подшипником. Внутрь вала масло впрыскивается струйными форсунками. Этот способ реализован в концевых опорах. Однако не всегда возможно осуществить подвод масла через вал КВД из-за прочностных ограничений и трудностей конструктивной реализации. Поэтому целесообразно применить подвод масла через маслозахватное кольцо и выполненные во внутренней обойме подшипника каналы (рис. 1). Маслозахватное кольцо установлено встык к подшипнику, весь пакет в осевом направлении стянут гайкой. Особенность такой схемы – совмещение преимуществ схем бокового подвода и подвода через вал, что обеспечивает высокий коэффициент быстроходности за счет подачи масла через внутреннюю обойму подшипника и малые габариты подшипникового узла. В маслозахватном кольце (рис. 1,в), имеющем захваты (стрелкой показано направление вращения кольца), выполнены пазы с наклоном в сторону внутреннего диаметра против направления вращения. На внутреннем диаметре пазы переходят в раскрывающиеся в сторону подшипника канавки. Струя масла из форсунки подается в маслозахватное кольцо, захватывается пазами и проталкивается в канавку. Количество прокачиваемого через подшипник масла зависит от частоты вращения ротора, скорости истечения масла из форсунки, количества и геометрических параметров пазов. Однако следует учесть, что значительная часть масла отражается от кольца и отбрасывается обратно в масляную полость. Преимущество такого способа – подача масла непосредственно в зону контакта тел качения и беговой дорожки внутренней обоймы подшипника, что уменьшает в нем тепловыделение. Модернизация подшипникового узла не требует изменения его габаритов, поэтому способ можно при-

Рис. 1. Подшипниковый узел с маслозахватным кольцом: а – общая схема; б – фото маслозахватного кольца; в – разрез кольца; 1 – опора компрессора; 2 – форсунка; 3 – маслозахватное кольцо; 4 – каналы во внутренней обойме подшипника; 5 – радиально-упорный подшипник; 6 – захват; 7 – канавка; 8 – паз

28

менять как в разрабатываемых, так и в конвертируемых авиадвигателях. Экспериментальная доводка конструкции модернизированного узла требует значительных временных и материальных затрат, поэтому целесообразно проведение комплекса расчетных исследований с использованием его виртуальной модели. При этом численно определяют оптимальное количество пазов в маслозахватном кольце и каналов в подшипнике, а также их геометрические параметры. Для проверки полученных результатов проводят экспериментальное исследование маслозахватных колец и оценку точности численной модели. Также необходимо оценить диапазон изменения конструктивных и эксплуатационных параметров и степень их влияния на прокачку масла через подшипник.

Рис. 2. Распределение масла в сечении маслозахватного кольца

Создание CFD-модели подвода масла в подшипник Для разработки виртуальной модели использовались программы Ansys CFX и Ansys ICEM (Customer ID: 627365). Из двух диаметрально расположенных невращающихся форсунок к маслозахватному кольцу подаются струи масла. Маслозахватное кольцо с пазами и внутренняя обойма подшипника с каналами для подвода масла вращаются с частотой вращения ротора (9600 об/мин). Размер сетки модели составляет 0,6 мм, размер сетки каналов форсунки – 0,2 мм. Пристеночный слой маслозахватного кольца выполнен пятью уровнями, с максимальной толщиной 0,2 мм и отношением слоев 1,2. Неструктурированная тетраэдрическая сетка с призматическим подслоем насчитывает более 1 млн узлов и 7,2 млн элементов. Был выполнен стационарный расчет, без изменения характеристик процесса во времени (steady state), рабочее тело – двухфазная среда «воздух – масло», модель турбулентности – k-e. Масло задавалось частицами диаметром 13 мкм. Давление масла на выходе из форсунки в масляной полости и в подшипнике 0,4 и 0,1 МПа соответственно. Объем форсунки неподвижен, объем маслозахватного кольца вращается, и для обеспечения проникновения масла в каждый из захватов кольца их объем объединен единой кольцевой прослойкой и контактирует через связь frozen rotor c объемом форсунки (взаимосвязь расчетных областей через frozen rotor обеспечивает передачу струи масла из одного объема в другой без осреднения по площади). Масло подавалось через два жиклера диаметром 1,2 мм. Начальные условия в объемах – 100% воздуха. Число итераций 1–500 с критерием сходимости 10-4. Задавался параметр, контролирующий прокачку масла на выходе. Были созданы расчетные модели для конструкций маслозахватного кольца: количество захватов 2–12, наклон стенки 23…31°, наклон форсунки 0…60°,

Рис. 3. Картина течения масла в кольце

ширина кольца 3…9 мм, диаметр расположения форсунки 195…215 мм, число каналов в подшипнике 3, 6 и 12, давление масла на входе 0,1…0,7 МПа, температура масла 50…150°С. Расчетные модели для всех вариантов конструкции и параметров масла подобны. На рис. 2 показано распределение масла в сечении маслозахватного кольца, на рис. 3 – направление векторов скорости масла в кольце.

Исследование влияния конструктивных и эксплуатационных параметров на прокачку масла Расчетное исследование с помощью CFD-модели показало, что наибольшее количество масла поступает в подшипник при наличии четырех захватов по окружности (рис. 4). Также были получены формулы для аппроксимирующих функций. (Здесь Q – прокачка масла через маслозахватное кольцо; k – количество захватов; b1, b2 – поправочные коэффициенты.) На рисунке также представлены результаты упрощенного расчета, выполненного на основе уравнений движения механики и учитывающего, что центробежная сила отбрасывает 90% масла с входного участка захвата и 10% захваченного масла из паза маслозахватного кольца. Дальнейшее исследование проводилось при числе захватов k = 4. Увеличение угла наклона форсунки (j) приводит к снижению прокачки масла, при изменении угла наклона паза (b) имеется максимум величины

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

29

Рис. 4. Зависимость прокачки масла от количества захватов в маслозахватном кольце: – результаты упрощенного расчета; – результаты расчета в Ansys CFX; – аппроксимация результатов расчета в Ansys CFX; – экспериментальные данные; – аппроксимация экспериментальных данных

прокачки масла (рис. 5). С увеличением давления (p) и температуры (T) масла растет прокачка масла (рис. 6,а,б). Кроме того, она возрастает при уменьшении расстояния от форсунки до маслозахватного кольца (диаметра расположения форсунки d) и при увеличении ширины (H) маслозахватного кольца (рис. 6,в,г). При проектировании конструкции для подвода масла необходимо определить рациональные параметры каналов во внутреннем кольце подшипника. Увеличение количества и размеров каналов приводит к снижению прочности внутреннего кольца подшипника, а их уменьшение – к росту гидравлического сопротивления каналов. Исследование было проведено для моделей подшипников с тремя, шестью и двенадцатью каналами разной геометрии. Расчетный пример течения масла в канале представлен на рис. 7.

По результатам исследований выбраны параметры системы подвода масла к радиально-упорному подшипнику, обеспечивающие наибольшую прокачку масла: четыре захвата с наклоном стенки 27° и шириной не менее 5,5 мм, диаметр расположения форсунки не более 201,5 мм, угол наклона форсунки 0°, шесть наклонных каналов в подшипнике c углом раскрытия 2°. Оценка прокачки масла на режиме малого газа показала, что выбранные геометрические параметры обеспечат требуемую эффективность и на этом режиме работы двигателя.

Результаты экспериментальных исследований Для верификации расчетных данных была разработана испытательная камера динамического стенда (рис. 8), в которой измерялась прокачка масла [11].

Рис. 5. Зависимость прокачки масла от углов наклона форсунки (а, б) и паза (в, г): 1 – форсунка; 2 – маслозахватное кольцо; 3 – вал; – давление масла 0,4 МПа; – давление масла 0,2 МПа

30

Рис. 6. Зависимость прокачки масла от давления масла (а) и его температуры (б), от диаметра расположения форсунки (в) и от ширины кольца (г)

Прокачка масла через маслозахватное кольцо с двумя захватами составила 0,625 г/с, с четырьмя захватами – 7,3 г/с, с шестью захватами – 3,3 г/с (см. рис. 4). Результаты расчетов сопоставлялись с результатами экспериментов. Погрешность эксперимента изменялась от 3%

Рис. 7. Картина течения масла в каналах подшипника

(четыре захвата) до 15% (два захвата). К сожалению, результаты эксперимента отличаются от расчетных данных из-за ряда неучтенных эксплуатационных и технологических факторов. В частности, при моделировании течения смазки не были учтены тела качения, хотя в радиально-упорном подшипнике при действии осевой силы они контактируют с внутренней обоймой под углом 26° и не касаются дна канавки, куда выходят каналы подвода масла. Также не было измерено давление масла непосредственно в форсунке, а этот параметр (согласно рис. 6,а) оказывает существенное влияние на величину прокачки масла. Поэтому в аппроксимирующие зависимости (см. рис. 4) были введены поправочные коэффициенты b1 = -0,119 + 0,146k и b2 = 0,759 - 0,073k. Также в аппроксимирующие зависимости для прокачки маска, представленные на рис. 5 и рис. 6, необходимо добавить множитель 0,465, полученный при числе захватов k = 4.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

31

Рис. 8. Конструкция испытательной камеры стенда для испытания маслозахватных колец [11]

Модернизированные подшипники были внедрены в конструкцию двигателей НК-36СТ [11]. Суммарная наработка на пяти двигателях составляет более 20 000 ч, на одном из них – более 10 000 ч. Анализ результатов испытаний в составе двигателей показал, что температура наружного кольца подшипника снизилась на 10…15°C. Все это доказывает эффективность способа подачи масла в подшипник через маслозахватное кольцо. Была проведена оценка влияния конструктивных, технологических и эксплуатационных параметров на прокачку масла через подшипник с маслозахватным кольцом на крейсерском режиме работы двигателя. С применением полученных ранее аппроксимирующих зависимостей (см. рис. 4 – рис. 6) были определены допустимые отклонения параметров системы подвода Таблица. Рекомендуемые отклонения параметров системы прокачки масла через маслозахватное кольцо Параметр k j, °

Рекомендуемое отклонение 0 0…1,2

b, °

-0,1…0,2

H, мм

-0,55…1,3

p, МПа

-0,01…0,01

T, °С

-50…50

d, мм

-0,5…1,7

32

масла. Принято допустимым отклонение прокачки масла в размере 10% (0,7 г/с). Для его обеспечения отклонение каждого из параметров не должно приводить к изменению прокачки масла более чем на 0,1 г/с. Результаты оценки представлены в таблице. Проведенная оценка изменения прокачки масла через маслозахватное кольцо на режиме малого газа при данных отклонениях конструктивных, технологических и эксплуатационных параметров показала, что ее отклонение от номинального значения составляет менее 7%.

Заключение Проведено исследование эффективной конструкции подвода масла в зону контакта радиально-упорного подшипника ГТД через маслозахватное кольцо. Данная схема сочетает достоинства схем бокового подвода и подвода через вал, обеспечивая при малых габаритах подшипникового узла высокий коэффициент быстроходности за счет подачи масла через внутреннюю обойму подшипника. С помощью CFD-моделирования течения двухфазной среды определены зависимости прокачки масла от конструктивных и эксплуатационных параметров и их аппроксимирующие функции. Рекомендованы следующие геометрические параметры системы подвода масла к исследуемому радиально-упорному подшип-

нику, обеспечивающие наибольшую прокачку масла: четыре захвата с наклоном стенки 27° и шириной не менее 5,5 мм, диаметр расположения форсунки не более 201,5 мм, угол наклона форсунки 0°, шесть наклонных каналов в подшипнике c углом раскрытия 2°. Проведенная оценка прокачки масла на режиме малого газа показала, что выбранные геометрические параметры обеспечат требуемую эффективность и на этом режиме работы двигателя. Проведенные экспериментальные исследования системы подвода масла с двумя, четырьмя и шестью захватами в маслозахватном кольце показали качест-

венное согласование с результатами численных исследований. Были предложены поправочные коэффициенты для корректировки расчетных данных, полученных с помощью CFD-модели течения масла в маслозахватном кольце. С помощью аппроксимирующих функций и с учетом поправочного коэффициента выявлены допустимые отклонения конструктивных, технологических и эксплуатационных параметров системы подвода масла к подшипнику через маслозахватное кольцо. Анализ испытаний двигателей с новыми подшипниками выявил снижение температуры наружного кольца подшипника на 10…15°C и повышение его ресурса.

Литература 1. Щуровский Ю.М. Обзор методов расчета систем смазки ГТД // Международный форум двигателестроения. Научно-технический конгресс по двигателестроению (НТКД-2018): сборник тезисов / АССАД. Т. 2. М.: Ваш успех, 2018. С. 65–68.

2. Трянов А.Е. Конструкция масляных систем авиационных двигателей: учеб. пособие / Федер. агентство по образованию, Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. акад. С.П. Королева, кафедра «Конструкции и проектирование двигателей летат. аппаратов». Самара: Изд-во СГАУ, 2007. 80 с.

3. Франкштейн Л.И., Виноградов А.А. Разработка новых схем и компонентов масляной системы для авиационных газотурбинных двигателей. М.: ЦИАМ, 1994. 27 с.

4. Конвертирование авиационных ГТД в газотурбинные установки наземного применения / Е.А. Гриценко, В.П. Данильченко, С.В. Лукачев, В.Е. Резник, Ю.И. Цыбизов. Самара: Самар. науч. центр РАН, 2004. 267 с.

5. Модернизация опор ротора при конвертировании газотурбинных двигателей / В.Е. Беляев, В.Н. Бесчастных, А.С. Косой, Н.Д. Рогалев // Газотурбинные технологии. 2012. № 5. С. 14–18.

6. О назначении и выработке гарантийных сроков приводных ГТД авиационного и судового типов, применяемых в ГПА ОАО «Газпром» / Н.А. Калинин, В.Ф. Бандалетов, А.О. Подлозный, Г.Д. Щербаков // Газотурбинные технологии. 2012. № 10. С. 10–14.

7. Боев А.А., Петрухин А.Г., Шкловец А.О. О перспективном подводе масла к подшипниковому узлу ГТД // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2013. Т. 15, № 6 (4). С. 1022–1026.

8. Старцев Н.И. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей и приводов энергетических установок: учебник. Кн. 2. Камеры сгорания и опоры ГТД. М.: Двигатель, 2018. 288 с.

9. Численное моделирование течения масловоздушной смеси во внутренних полостях подшипника качения / Клебанов Я.М., Мурашкин В.В., Данильченко А.И., Бруяка В.А. // Международный форум двигателестроения. Научно-технический конгресс по двигателестроению (НТКД-2016): сб. тезисов / АССАД. М., 2016. С. 288–291.

10. Лисицин А.Н. Повышение эффективности проектирования масляных полостей опор ГТД на основе метода численного моделирования двухфазного течения: дис. … канд. техн. наук. Рыбинск, 2015. 128 с.

11. Боев А.А. Повышение эффективности систем смазки опор конвертированных авиационных ГТД: дис. … канд. техн. наук. Самара, 2019. 142 с.

References 1. Shchurovskii Iu.M. Obzor metodov rascheta sistem smazki GTD [Review of Methods for Calculating GTE Lubrication Systems]. International Aero-Engine Manufacturing Forum (MFD-2018). Scientific and Technical Congress on Engine Manufacturing (NTKD-2018): Abstracts / ASSAD. Vol. 2. Moscow: Vash Uspekh, 2018. P. 65–68.

2. Trianov A.E. Konstruktsiia maslianykh sistem aviatsionnykh dvigatelei: uchebnoe posobie [Design Aircraft Engine Oil Systems: Textbook]. Federal Agency of Education, Samara State Aerospace University, Department of Aircraft Engine Design, Samara: Publishing House of SSAU, 2007. 80 p.

3. Frankshtein L.I., Vinogradov A.A. Razrabotka novykh skhem i komponentov maslianoi sistemy dlia aviatsionnykh gazoturbinnykh dvigatelei [Development of New Layouts and Oil System Components for Aircraft Gas Turbine Engines]. Moscow: CIAM, 1994. 27 p.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

33

4. Konvertirovanie aviatsionnykh GTD v gazoturbinnye ustanovki nazemnogo primeneniia [Conversion of Aircraft Gas Turbine Engines to Gas Turbine Units of Ground Application]. E.A. Gritsenko, V.P. Danil'chenko, S.V. Lukachev, V.E. Reznik, Iu.I. Tsybizov. Samara: Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences, 2004. 267 p.

5. Modernizatsiia opor rotora pri konvertirovanii gazoturbinnykh dvigatelei [Modernization of Rotor Bearings during Conversion of Gas Turbine Engines]. V.E. Beliaev, V.N. Beschastnykh, A.S. Kosoi, N.D. Rogalev. Gas Turbine Technologies. 2012. No. 5. P. 14–18.

6. O naznachenii i vyrabotke garantiinykh srokov privodnykh GTD aviatsionnogo i sudovogo tipov, primeniaemykh v GPA OAO “Gazprom” [On the Assignment and Development of Warranty Periods for Drive GTE of Aircraft and Ship Types Used in the Gas-Pumping Units of PJSC Gazprom]. N.A. Kalinin, V.F. Bandaletov, A.O. Podloznyi, G.D. Shcherbakov // Gas Turbine Technologies. 2012. No. 10. P. 10–14.

7. Boev A.A., Petrukhin A.G., Shklovets A.O. O perspektivnom podvode masla k podshipnikovomu uzlu GTD [On the Promising Type of Oil Supply to GTE Bearing Assembly]. Bulletin of the Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences. 2013.Vol. 15. No. 6 (4). P. 1022–1026.

8. Startsev N.I. Konstruktsiia i proektirovanie aviatsionnykh gazoturbinnykh dvigatelei i privodov energeticheskikh ustanovok: uchebnik [Design and Engineering of Aircraft Gas Turbine Engines and Power Plant Drives: Textbook].

Book 2. GTE Combustion Chambers and Supports. Moscow: Engine, 2018. 288 p.

9. Chislennoe modelirovanie techeniia maslovozdushnoi smesi vo vnutrennikh polostiakh podshipnika kacheniia [Numerical Simulation of Oil-Air Mixture Flow in Internal Cavities of a Rolling Bearing]. Klebanov Ia.M., Murashkin V.V., Danil'chenko A.I., Bruiaka V.A. // International Aero-Engine Manufacturing Forum (MFD-2016). Scientific and Technical Congress on Engine Manufacturing (NTKD-2016): Abstracts / ASSAD. Moscow, 2016. P. 288–291.

10. Lisitsin A.N. Povyshenie effektivnosti proektirovaniia maslianykh polostei opor GTD na osnove metoda chislennogo modelirovaniia dvukhfaznogo techeniia [Improving Efficiency of Oil Cavities Design of GTE Supports Based on the Method of Two-Phase Flow Numerical Simulation]: PhD thesis. Rybinsk, 2015. 128 p.

11. Boev A.A. Povyshenie effektivnosti sistem smazki opor konvertirovannykh aviatsionnykh GTD [Improving Efficiency of Lubrication Systems of Supports in Converted Aircraft GTE’s]: PhD thesis. Samara, 2019. 142 p. Материалы получены редакцией 13.03.2020

34

УДК 537.63:532.516.5

Численное моделирование дугового разряда в воздухе при воздействии внешнего магнитного поля в магнитогазодинамическом приближении Семенёв П.А.1,2, Токталиев П.Д.3, Моралев И.А.4, Казанский П.Н.4 , Битюрин В.А.4, Бочаров А.Н.4 Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, г. Москва Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана, г. Москва 3 Институт проблем химической физики РАН, г. Черноголовка 4 Объединенный институт высоких температур РАН, г. Москва e-mail: pasemenev@ciam.ru 1 2

Представлены математическая модель и результаты численного моделирования работы плазменного актуатора, использующего дуговой разряд во внешнем магнитном поле. Для описания процесса движения дуги после ее образования реализована модель, основанная на магнитогазодинамическом одножидкостном двухмерном приближении уравнений гидродинамического метода описания плазмы в условиях локального термодинамического равновесия. Проведен анализ образования и движения вихревых структур вблизи области, занятой горячим газом, дана качественная оценка механизмов влияния плазменного образования на поток посредством генерации импульса и джоулева тепловыделения. Выполнено сравнение результатов анализа с имеющимися экспериментальными данными, а также с результатами расчетов других авторов. Построена упрощенная источниковая модель, адаптированная для использования в многомерных газодинамических расчетах. Ключевые слова: дуговой разряд, плазменный актуатор, численное моделирование, уравнения Навье – Стокса, источниковые члены.

Numerical modeling of arc discharge in air under external magnetic field in magnetogasdynamic approximation Semenev P.A.1,2, Toktaliev P.D.3, Moralev I.A.4, Kazanskiy P.N.4, Bityurin V.A.4, Bocharov A.N.4 CIAM, Moscow BMSTU, Moscow 3 IPCP RAS, Chernogolovka 4 JIHT RAS, Moscow 1 2

The mathematical model and results of numerical simulation of the plasma actuator using an arc discharge in an external magnetic field are presented in the article. To describe the process of the arc’s motion after its formation, a mathematical model was implemented based on the magnetogasdynamic one-fluid two-dimensional approximation of the equations of the hydrodynamic method for describing plasma under conditions of local thermodynamic equilibrium. An analysis of the formation and motion of vortex structures near the region occupied by hot gas is performed and a qualitative assessment of different interaction mechanisms of plasma formation and the flow through impulse generation and Joule heating is given. Results of the analysis are compared with available experimental data, as well as with calculations of other authors. A simplified source model was developed, adapted for use in multidimensional gas-dynamic calculations.

Keywords: arc discharge, plasma actuator, numerical simulation, Navier – Stokes equations, source terms.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

35

Введение Отрыв потока является одним из основных факторов, увеличивающих потери полного давления в задачах внутренней и внешней аэродинамики дозвуковых скоростей. При течении в агрессивных (сильно изогнутых) каналах турбомашин и переодных каналах авиационных двигателей отрыв потока на выпуклой стенке приводит к существенному росту потерь полного давления и увеличению степени неравномерности полей полного давления и скорости ниже по потоку. Явление отрыва на гладкой стенке возникает вследствие наличия обратного градиента давления, тормозящего поток, а также вязкого трения газа о стенку. Большинство способов борьбы с отрывом потока связано с изменением баланса импульса в пограничном слое, вклад в который вносят следующие факторы: конвекция импульса, вязкая передача импульса стенке, торможение потока силами давления, перенос импульса из основного течения в пограничный слой и ускорение/ торможение потока при наличии в нем внешней массовой силы. Одним из перспективных методов управления отрывом потока является использование плазменных актуаторов, в том числе на основе диэлектрического барьерного разряда (ДБР). Воздействие ДБР-актуаторов на поток основано на передаче импульса заряженных компонентов, генерация и ускорение которых осуществляется приложением внешнего электромагнитного поля к несущей нейтральной фазе. Наиболее часто ДБР-актуаторы используют для изменения профиля скорости в пограничном слое с целью изменения величин касательных напряжений на стенке (tw) и, как следствие, управления положением точки отрыва, определяемой условием tw = 0. Несмотря на длительную историю исследований (впервые разряд такого типа экспериментально был получен в 1933 г. [1], а первый патент по поверхностному ДБР с ассиметричным расположением электродов зарегистрирован в 1994 г. [2–6]), устройства на основе ДБР не получили широкого распространения в инженерной практике и имеют невысокий уровень готовности технологии. Для авиационных приложений это связано, в первую очередь, с низким электромеханическим КПД таких устройств и необходимостью мобильного хранения и использования электрической энергии в реальных эксплуатационных условиях. Результаты множества экспериментальных и расчетных работ показали, что эффективное управление отрывом потока с помощью ДБР-актуаторов возможно только при невысокой скорости потока, M ~ 0,1. Таким образом, актуальна задача разработки плазменных актуаторов, обладающих высоким КПД в сочетании с малым весом, возможностью монтажа элект-

36

родов практически без внесения возмущений в поток, отсутствием сложных механических или пневматических систем, возможностью монтажа в нужном месте поверхности. В рамках решения этой задачи в настоящей работе проведено исследование перспективной схемы плазменного актуатора на основе дугового разряда во внешнем магнитном поле. Дуговой разряд, в отличие от ДБР, не использует диэлектрическую подложку и, в отличие от искрового разряда, может иметь стационарную форму (в виде дуг) с образованием устойчивой области высоких температур. Материал в статье изложен следующим образом: приведено описание экспериментальной установки [7] и условий эксперимента, используемого для верификации и валидации расчетных результатов; сформулирована математическая модель процесса движения дуги, приведены необходимые данные по коэффициентам переноса, даны комментарии об используемых допущениях и приближениях; представлены некоторые результаты расчетов и их обсуждение. В заключении сформулированы основные выводы и возможные пути совершенствования математической модели.

Экспериментальная установка Экспериментальные исследования движения дугового разряда во внешнем магнитном поле (в полупространстве, ограниченном стенкой с электродами и заполненном изначально неподвижным воздухом) были проведены на газодинамическом стенде Д-3 ОИВТ РАН [7]. Схема рабочей части и основных элементов стенда приведена на рис. 1. Разряд создавался посредством двух вольфрамовых электродов, установленных в специальую керамическую подставку так, чтобы электроды и подставка в местах стыка не образовывали неоднородностей и вместе составляли одну плоскость. Длина электродов 50 мм вдоль направления движения дуги (вдоль оси x), толщина электродов в среднем 0,1 мм, расстояние между электродами 7 мм (вдоль оси z).

Рис. 1. Схема рабочего участка стенда ОИВТ РАН для исследования движения дугового разряда во внешнем магнитном поле [7]: 1 – теневое изображение; 2 – лазерный нож; 3 – высокоскоростная камера; 4 – PIV-камера; 5 – магнит

Керамическая подставка располагалась на рабочем участке газодинамического стенда, условия проведения эксперимента соответствовали стандартным атмосферным условиям: p ~ 1 атм, T ~ 298 K. Для создания магнитного поля под керамической подставкой был установлен постоянный магнит. Вектор магнитной индукции был направлен перпендикулярно плоскости керамической подставки (вдоль оси y) и не менял своего модуля на протяжении всего рабочего участка движения дуги. Для создания пульса тока на электродах использована конденсаторная батарея. Визуализация течения и измерение полей скорости выполнены при помощи шлирен-фотографии и PIV-техники. Детали методики измерений, а также дополнительные данные об условиях эксперимента приведены в работе [7].

Математическая модель движения дуги в затопленном пространстве Определяющие уравнения. В рассматриваемой модели движения плазменного образования используются уравнения Навье – Стокса для однофазного нереагирующего ламинарного течения, источниковые члены которого модифицированы для описания электромагнитной части протекающих процессов. В уравнение импульса добавлен источник, описывающий действующую на проводящую область силу Ампера; в уравнение энергии – источник, описывающий нагрев проводящей области по закону Джоуля – Ленца. Запишем уравнения неразрывности, импульса (z = 0) и энергии в консервативной форме: (1) (2)

Для замыкания системы (1)–(3) используем уравнение состояния идеального газа p = rRT / M, где R – универсальная газовая постоянная, и ряд упрощающих допущений относительно электромагнитного поля: Ненулевые проекции векторов E и J могут быть определены из экспериментальных данных с привлечением дифференциальной формы закона Ома для проводящего объема: (5) где s = s(p,T) – электрическая проводимость среды. Функция Iz (t) аппроксимирована по экспериментальным данным:

где I0z = 47 А; t = 1,3×10-4 с; B = 0,33 Тл. При этом для двухмерного случая напряженность Ez постоянна, а для трехмерного (в зависимости от способа аппроксимации интеграла ò sdS) – может зависеть от координаты z.

S Расчетная область в двухмерной постановке представляет собой прямоугольник (рис. 2):

Проекция электродов совпадает с нижней границей расчетной области: координата начала электродов по оси x = -0,65 L соответствует начальному положению области повышенных температур, конец электродов совпадает с правой границей расчетной области x = L. Для постановки начально-краевой задачи для уравнений (1)–(3) задавались: – начальные условия («горячее» пятно): (6) (7)

(3) Здесь u = u(r,t) – поле скорости, r Î W; t Î [0,t]; p и r – давление и плотность среды; e0 = e + u2 / 2 – удельная полная энергия; l = l(p,T) – коэффициент теплопроводности; J – вектор плотности тока; B – вектор магнитной индукции; E – вектор напряженности электрического поля; ceff (p,T) – коэффициент абсорбции; sSB – постоянная Стефана – Больцмана; t – тензор вязких напряжений:

– граничные условия (ГУ) Дирихле для p и u, условия Неймана или Дирихле для T:

(4)

(11)

m = m(p,T) – молекулярная динамическая вязкость; dij – символ Кронекера.

где r0 = (-0,65L, 0,0125L); R0 = 0,0125L; p0 = 101 325 Па, p1 = 30×105 Па; T0 = 293 К; T1 = 7000 K.

(8)

(9) (10)

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

37

Рис. 2. Cхема расчетной области (масштаб не соблюден)

Свойства среды. Для описания свойств ионизированного воздуха при высоких температуре и давлении использовано приближение локального термодинамического равновесия и аналитические представления для электрической проводимости s(p,T), динамической вязкости m(p,T), теплопроводности l(p,T), изобарной теплоемкости Cp(p,T), средней молярной массы смеси из [8]. Во всех зависимостях предполагается, что воздух сухой (отсутствуют пары воды) и не содержит аргон (Ar). Детали расчета равновесного состава воздуха и коэффициентов переноса, а также погрешности аналитического представления свойств и сравнения с расчетами других авторов могут быть найдены в работе [8]. Аналогичные данные без аналитического представления для воздуха с учетом паров воды и аргона можно найти в работах [9; 10]. Потери энергии на излучение задавались в модели источниковым членом в уравнении энергии, для коэффициента абсорбции ceff ( p,T ) использованы данные [11].

На рис. 3 приведены графики теплопроводности и вязкости ионизированного воздуха для разного давления в диапазоне температуры T = 300…15 000 K. Для сравнения также показан график динамической вязкости, рассчитанной по формуле Сатерленда, применяющейся обычно для T < 700 K. На рис. 4 приведены графики изобарной теплоемкости и электрической проводимости среды. Для расчета эффективного коэффициента абсорбции ceff по данным [11] в приближении серого газа (коэффициент абсорбции не зависит от длины волны) использован закон Бугера – Ламберта – Бера и формула Планка: (12) где индекс i соответствует полосе длины волн из работ [11; 12]; I – интенсивность равновесного излучения; l – толщина слоя. Результаты расчета эффективного коэффициента абсорбции для разных давлений и температур представлены в таблице. Приведена только часть данных, полный набор дополнительно содержит значения для более высоких температур T до 20 000 K и более низких давлений p до 0,001 атм. Значения получены для всего диапазона частот из [11]: 75…45 000 ГГц (66…40 000 нм) с шагом Dn = 75 ГГц; учтены следующие виды процессов с переносом излучения: связанно-связанные переходы в молекулах (спектры из вращательных линий); фотоионизация,

Рис. 3. Коэффициенты теплопроводности l(p,T) и динамической вязкости m(p,T) ионизированного воздуха

Рис. 4. Теплоемкость Cp (p,T) и электрическая проводимость s(p,T) ионизированного воздуха

38

Таблица. Эффективный коэффициент абсорбции ceff (p,T) p, атм

T, К 2000

2500

3000

3500

4000

5000

6000

7000

8000

9000

10 000

0,01

3,54

3,54

0,25

2,23

2,20

2,20

1,91

1,56

1,56

1,56

1,49

0,03

4,49

4,49

1,10

2,87

2,46

2,47

2,34

2,00

1,96

1,96

2,01

0,1

4,91

4,91

2,24

4,91

3,23

2,79

2,76

2,47

2,31

2,31

2,40

0,3

5,23

5,23

2,69

4,95

5,39

3,36

3,19

2,95

2,69

2,69

2,67

1

5,57

5,57

2,98

6,52

6,40

5,29

4,11

3,63

3,21

3,21

2,88

3

3,60

3,60

3,46

6,99

7,05

5,95

6,01

5,20

4,29

4,29

3,33

10

5,88

5,88

5,16

7,52

7,76

7,71

7,38

7,05

6,50

6,50

4,95

30

6,74

6,74

11,10

8,15

7,68

6,21

8,68

8,60

5,84

5,84

2,84

100

8,39

8,39

27,20

9,78

10,18

6,31

6,19

11,55

5,66

5,66

9,08

фотодиссоциация и другие процессы, определяющие непрерывный спектр; связанно-связанные переходы, дающие мультиплетные серии спектральных линий. Дискретизация и сеточная сходимость. Разностный аналог начально-краевой задачи (1)–(10) в области W построен на неравномерной ортогональной сетке wht с числом узлов Nx, Ny вдоль осей координат Ox, Oy. Следуя [7], сгущение сетки располагалось в области непосредственного движения дуги и выполнено так, чтобы размер ячеек уменьшался приблизительно в два раза по каждому направлению. Разностная схема для пространственных переменных и решатель выбраны согласно материалам статьи [7]: противопоточная схема второго порядка и решатель AUSM (advection upstream splitting method). Схема дискретизации по времени изменена с явной на неявную схему Эйлера первого порядка. Все расчеты выполнены с использованием программного комплекса ANSYS Fluent (Customer ID: 1039481), функционал которого был расширен за счет пользовательских модулей, написанных на языке C/C++ и использующих макросы ANSYS Fluent.

Сходимость сеточного решения исследована численно на основе рассмотрения набора пространственных сеток: Nx ´ Ny = 480 ´ 120 (57 600 узлов, сетка № 1), 638 ´ 379 (241 802 узла, сетка № 2 [7]), 1280 ´ 360 (460 800 узлов, hx = hy = 40 мкм в горячей области, сетка № 3, базовая), 2319 ´ 620 (» 1,438 млн узлов, hx = hy = 20 мкм в горячей области, сетка № 4), 4641 ´ 1360 (» 6,312 млн узлов, hx = hy = 10 мкм в горячей области, сетка № 5). Для сравнения, средняя длина свободного пробега молекул в воздухе при стандартных условиях составляет порядка 0,07 мкм. Результаты расчетов на самой грубой сетке № 1 существенно отличались от результатов расчетов на более подробных сетках, однако для сеток № 2–5 решения различались уже незначительно. Сравнение полей плотности r, давления p, температуры T и компоненты скорости Vx для момента времени t = 100 мкс для сеток № 2–5 приведено на рис. 5 – рис. 8: изображены область движения дуги и ее увеличенный фрагмент вблизи границы дуги. Для удобства изложения назовем малую область, в которой линии тока из бес-

Рис. 5. Сравнение полей температуры в масштабе всей дуги (а) и на ее увеличенном фрагменте А (б) для t = 100 мкс (дуга движется слева направо)

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

39

Рис. 6. Сравнение полей плотности в масштабе всей дуги (а) и на ее увеличенном фрагменте А (б) для t = 100 мкс

Рис. 7. Сравнение полей давления в масштабе всей дуги (а) и на ее увеличенном фрагменте А (б) для t = 100 мкс

Рис. 8. Сравнение полей скорости в масштабе всей дуги (а) и на ее увеличенном фрагменте А (б) для t = 100 мкс

40

конечности при переходе через пограничный слой дуги практически не искривляются, областью разделения. На рисунках видно, что толщина динамического пограничного слоя дуги (по плотности) d < 100 мкм. Таким образом, пространственного разрешения сетки № 2 недостаточно для разрешения пограничного слоя, вследствие чего рассчитанные поля давления и скорости в области разделения (область A) имеют явную особенность, внутри которой наблюдается давление, сравнимое по величине с давлением в ядре дуги, и большие значения продольной скорости (см. рис. 7 и рис. 8). Для всех рассмотренных сеток картина течения подобна – поток при натекании на горячую область разделяется на три части: на два сдвоенных вихря ниже и выше области разделения и поток, не вовлеченный в вихревые структуры. Верхняя вихревая область при этом более протяженная, чем нижняя. Сходимость по временной сетке исследована для явного и неявного методов Эйлера. Для рассматриваемой задачи неявная схема обладает большей вычислительной эффективностью, так как позволяет для базовой сетки № 3 использовать шаги по времени вплоть до Dt = 2×10-7 с без потери устойчивости счета. Указанное ограничение на шаг Dt связано уже не с устойчивостью самого метода (он L-устойчив), а с физической скоростью распространения малых возмущений в рассматриваемой задаче. Большинство расчетов проведено с шагом Dt = 1×10-7 с. Также были выполнены расчеты с шагом Dt = 1×10-8; 5×10-8; 2×10-7 с: существенных различий в результатах для тестового момента времени t = 100 мкс при всех вариантах шага Dt не обнаружено.

хорошо соответствуют экспериментальным. Расхождение между результатами расчета [7] и расчета без излучения, выполненного в настоящей работе, проявляется при t > 60…80 мкс. В то же время результаты расчета без излучения совпадают с точностью до погрешности измерений с экспериментальными данными для всего приведенного интервала времени. Различие между результатами расчета с излучением и без излучения не превышает 15% и становится значимым только для второго полупериода. Cкорость движения точки с максимальной температурой в течение периода тока остается практически постоянной и равной ~ 90 м/с. На рис. 9,б приведено сравнение расчетных и экспериментальных данных по напряженности электрического поля. Следует отметить, что в эксперименте напряженность не являлась напрямую измеряемой величиной, поэтому приведенные экспериментальные данные следует рассматривать только качественно. Из трех расчетных кривых наименьшее отклонение от экспериментальной кривой имеет расчет с излучением, выполненный в настоящей работе. При этом средний уровень напряженности в эксперименте ~ 15 кВ/м, в расчете с излучением ~ 10 кВ/м. Рассмотрим более подробно структуру течения вблизи движущейся дуги (рис. 10). В момент времени t = 40 мкс отчетливо видна ударная волна, вызванная начальным пробоем и образованием дуги. Уже для этого момента времени все данные показывают асимметрию горячей области, которая имеет вытянутую эллипти-

Результаты моделирования Результаты предварительных расчетов (15 серий на грубой сетке) с небольшой вариацией начальных условий p1, T1 в «горячем» пятне и уровня отсечки изоповерхностей абсолютных значений s(p,T) для интегрирования (в базовом варианте граница области задана как s(p,T ) = 0,1 См/м) показали, что эти изменения мало влияют на характер эволюции горячей области. Сравнение результатов расчетов на базовой сетке с данными эксперимента по скорости движения горячей области и напряженности электрического поля для t < 130 мкс представлено на рис. 9. На рисунке также приведены результаты расчетов без источникового члена в уравнении энергии, описывающего потери на излучение, и результаты расчетов других авторов. На рис. 9,а изображены зависимости абсциссы точки максимальной температуры от времени для интервала, соответствующего одному пульсу тока; для экспериментальных измерений приведены диапазоны погрешности. Видно, что все расчетные результаты

Рис. 9. Сравнение движения горячей области (а) и напряженности (б) для t < 130 мкс

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

41

Рис. 10. Сравнение структуры течения в моменты времени t = 40; 80; 120 мкс: осредненные фотографии засеянного потока PIV [1] (левый столбец); шлирен фотографии [1] (средний столбец); расчетные поля плотности (правый столбец)

ческую в поперечном разрезе форму, в пристеночной области образуется система вихрей. В целом полученная расчетами структура соответствует наблюдаемой в экспериментах. Течение за головной частью горячей области подобно течению за плохо обтекаемым телом. Картина обтекания головной части при t = 100 мкс показана на рис. 11 в виде полей температуры (для двух вариантов граничных условий для температуры на стенке) с наложенными линиями тока. Отчетливо видно, что за парными головными вихрями образуется еще один вихрь, причем его происхождение не связано со сходом вихрей, как можно было бы ожидать по аналогии с обтеканием цилиндра. Этот вихрь образуется при взаимодействии горячей области со стенкой в начальные моменты времени. Еще один пристеночный вихрь, который можно наблюдать в следе за горячей областью на рис. 11, также образован из-за наличия стенки в начальный период расширения горячей области. Недостатками рассматриваемой модели являются: необходимость сеточного разрешения области движе-

ния дуги и дополнительные вычислительные затраты, связанные с отдельной процедурой расчета напряженности во всей области. Эта процедура имеет асимптотическую сложность по времени O(CN), где С – константа, определяемая количеством операций для каждой ячейки, N – число ячеек, что приведет к увеличению вычислительной сложности в трехмерном случае. Один из вариантов обобщения математической модели на трехмерный случай, исключающий указанные выше недостатки, заключается в аппроксимации источников, описывающих силу Ампера и нагрев Джоуля – Ленца, заранее откалиброванными по двухмерным расчетам функциями или готовыми табулированными источниками в предположении, что в направлении Oz все параметры внутри горячей области не меняются, а влияние потока на течение в горячей области мало. Такой вариант организации вычислительной процедуры позволяет избежать расчета интеграла проводимости. Также ясно, что если заменить J ´ B = f (r, t): "a = (r, t) Î wh t , J(a) ´ B(a) = f (a),

Рис. 11. Поля температуры в момент времени t = 100 мкс для двух вариантов постановки граничных условий для T

42

Рис. 12. Сравнение структуры течения при t = 100 мкс для моделей с источниками в уравнениях энергии и импульса (верхний ряд), только в уравнении энергии (средний ряд), только в уравнении импульса (нижний ряд)

то решение начально-краевой задачи, если оно существует, не изменится. Вводя сеточную функцию f(r, t) и аналогично сеточную функцию f(r,t) (для источникового члена в уравнении энергии), можно получить решение без вычисления интеграла проводимости. Одним из наиболее простых способов аппроксимации сеточных функций f (r, t) и f(r, t) является обобщение полей источников из двухмерного расчета. Например, в виде гауссовой функции с максимальным значением, приближенно соответствующим полученному при расчетах по полной модели: (13)

Таким образом, для рассматриваемого типа разряда необходим учет обоих механизмов взаимодействия для корректного описания структуры течения и его динамики. Параметры аппроксимаций (13)–(15) могут быть уточнены, однако в трехмерных расчетах также могут быть использованы и табулированные источники для уравнений энергии и импульса, полученные при расчетах по полной модели. Для переноса на грубую сетку в пограничном слое многомерного газодинамического расчета может быть использована интерполяция, а «активный» объем, в котором и осуществляется воздействие дуги на несущий поток, может быть выбран из условия на проводимость: s < 0,1 См/м.

(14)

Заключение

(15)

Результаты двухмерного численного моделирования движения горячей области, имитирующей дуговой разряд, под воздействием электромагнитного поля хорошо соответствуют экспериментальным данным по скорости движения горячей области. Оценка вклада излучения, моделируемого источниковым членом в уравнении энергии, в интегральные характеристики дуги показала, что этот вклад не превышает 15% скорости движения дуги для интервала времени t = 130 мкс и не более 50% напряженности электрического поля. В отношении рассматриваемого типа разряда для корректного описания структуры и эволюции течения необходим учет как силы Ампера, так и джоулева тепловыделения в проводящей горячей области. Для обобщения результатов двухмерных расчетов с целью их использования в трехмерных газодинамических расчетах в областях сложной формы возможно следующее: введение аналитических аппроксимационных формул для источниковых членов в уравнениях импульса и энергии или прямое использование результатов двухмерных расчетов и процедур интерполяции.

Здесь A = 7000 В/(м3×с); u0 = 90 м/с – заданная заранее скорость движения горячей области. Этот подход соответствует широко распространенному подходу с представлением объемной силы в виде аналитических зависимостей, полученных из эксперимента [13–15]. Некоторые результаты расчетов с использованием аппроксимаций (13)–(15) приведены на рис. 12 в виде полей плотности и температуры при t = 100 мкс с учетом разных механизмов взаимодействия плазменного образования и несущего потока. Верхний ряд соответствует учету и силы Ампера, и джоулева тепловыделения, средний ряд – учету только джоулева тепловыделения, нижний ряд – учету только силы Ампера. Видно, что оба механизма взаимодействия значимы для формирования корректной структуры течения. В отсутствие силы Ампера не происходит формирования вихрей в следе за горячей областью, в то время как учет только силы Ампера приводит к чрезмерно быстрому понижению температуры в головной части горячей области.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

43

Литература / References 1. Moreau E. Airflow Control by Non-Thermal Plasma Actuators // J. of Physics D: Applied Physics. 2007. Vol. 40, nr 3. P. 605–636.

2. Soetomo F. The Influence of High Voltage Discharge on Flat Plate Drag at Low Reynolds Number Air Flow: a thesis... master of science. Iowa State University, 1992. xxii, 184 p.

3. Soldati A., Banerjee S. Turbulence Modification by Large Scale Organized Electrohydrodynamic Flows // Physics of Fluids. 1998. Vol. 10, nr 7. P. 1742–1756.

4. Colver G., El-Khabiry S. Modeling of DC Coronadischarge Along an Electrically Conductive Flat Plate with Gasflow // IEEE Trans. on Industry Applications. 1999. Vol. 35, nr 2. P. 387–394.

5. Mendes R.V., Dente J.A. Boundary Layer Control by Electric Fields // J. of Fluids Engineering. 1998. Vol. 120, iss. 3.

P. 626–629.

6. Moreau E., Leger L., Touchard G. Three-Phase Traveling Wave Surface Discharge Along an Insulating Flat Plate in Air: Application to Electrohydrodynamically Airflow Control // 2002 Annual Report Conference on Electrical Insulation and Dielectric Phenomena, October 20–24, 2002, Cancun, Quintana Roo, Mexico. P. 272–278.

7. Magnetically Driven Arc as a Vortex Generator for the Boundary Layer Control Applications / I. Moralev, V. Bityurin, A. Bocharov, P. Kazansky, A. Kotvitskii, P. Semenev // Proceedings of AIAA Scitech 2020 Forum, 6–10 January 2020, Orlando, FL. eISBN: 978-1-62410-595-1.

8. Thermodynamic and Transport Properties in Equilibrium Air Plasmas in a Wide Pressure and Temperature Range / A. D’Angola, G. Colonna, C. Gorse and M. Capitelli // The European Physical Journal D. 2008. Vol. 46, nr 1. P. 129–150.

DOI 10.1140/epjd/e2007-00305-4.

9. Coufal O., Živný O. Composition and Thermodynamic Properties of Thermal Plasma with Condensed Phases // The European Physical Journal D. 2011. Vol. 61, nr 1. P. 131–151. DOI 10.1140/epjd/e2010-10211-3.

10. Thermodynamic and Transport Properties of Real Air Plasma in Wide Range of Temperature and Pressure / W. Chunlin, W. Yi, C. Zhexin et al. // Plasma Science and Technology. 2016. Vol. 18, nr 7. P. 732–739.

11. Оптические свойства горячего воздуха / И.В. Авилова, Л.М. Биберман, В.С. Воробьев и др. М.: Наука, 1970.

Opticheskie svoistva goriachego vozdukha [Optical Properties of Hot Air]. I.V. Avilova, L.M. Biberman, V.S. Vorob'ev et al. Moscow: Nauka, 1970.

12. Электронный справочник по свойствам веществ, используемых в теплоэнергетике (ОИВТ РАН): интерактив. интернет-справ. НИУ МЭИ, 2019. URL: www.twt.mpei.ac.ru/TTHB/2/OIVT/OIVT.html.

Elektronnyi spravochnik po svoistvam veshchestv, ispol'zuemykh v teploenergetike (OIVT RAN): interaktivnyi internet-spravochnik NIU MEI [Electronic Handbook on Properties of Substances Used in Thermal Power Engineering (Joint Institute for High Temperatures of the Russian Academy of Sciences): interactive online reference book of National Research University “Moscow Power Engineering Institute”], 2019. URL: www.twt.mpei.ac.ru/TTHB/2/ OIVT/OIVT.html.

13. Singh K.P., Roy S. Force Approximation for a Plasma Actuator Operating in Atmospheric Air // J. of Applied Physics.

2008. Vol. 103, nr 1. Art. 013305.

14. Semenev P.A., Pudovikov D.E., Toktaliev P.D. Numerical Simulation of Interaction Process between Dielectric Barrier Discharge and Duct Flow // ECCOMAS Congress 2016: Proc. of the VII Europ. Congr. on Computational Methods in Applied Sciences and Engineering: held in Crete, Greece, 5–10 June 2016. Athens: Inst. of Structural Analysis and Antiseismic Research, Nat. Techn. Univ. of Athens, 2016. Vol. 1. P. 844–856.

15. Semenev P.A., Pudovikov D.E. Dielectric Barrier Discharge Numerical Simulation and Analysis of its Flow Control Application Effectiveness. 2015. (6th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (EUCASS). Материалы получены редакцией 05.02.2020

44

УДК 621.45.034:533.6.071.1

Влияние закрутки потока воздуха в зоне горения на осевой размер газотурбинного двигателя Строкин В.Н., Шилова Т.В. Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, г. Москва e-mail: vnstrokin@ciam.ru

Представлен обзор работ по исследованию влияния закрутки потока на ускорение процесса горения. Показано, что причиной ускорения являются относительное движение (всплытие) холодной смеси к внешней границе зоны горения, перемещение горячей смеси к внутренней границе или к центру вращения. Рассмотрены конструктивные схемы, использующие эффект горения в закрученном потоке: ультракомпактная камера сгорания с совмещенной лопаткой (комбинация выходных лопаток компрессора, камеры сгорания и входных лопаток турбины); камера сгорания с нишевыми стабилизаторами, в которых создается закрученное движение топлива и воздуха; двигатель, основой которого является единая катушка, содержащая ряд лопаток компрессора с торцевыми камерами сгорания и ряд лопаток турбины, вращающихся как единое целое. Представлены результаты разработки интегрированной камеры сгорания с закруткой потока воздуха. Показано, что закрутка воздушного потока в схеме такой камеры и модернизация диффузора, камеры сгорания и соплового аппарата турбины высокого давления дает возможность сократить суммарно длину этих элементов примерно на 20…25% по сравнению с аналогичными конструктивными элементами существующих двигателей и, следовательно, сократить длину самого двигателя. Ключевые слова: камера сгорания, сопловой аппарат, диффузор, горение, закрученный поток.

Influence of air flow swirling in a combustion zone on axial size of a gas turbine engine Strokin V.N., Shilova T.V. CIAM, Moscow

A review of studies on the influence of flow swirl on acceleration of the combustion process is presented. It is shown that the reason for the acceleration is the relative movement (lifting) of the cold mixture to the outer boundary of the combustion zone, and the hot mixture to the inner boundary or to the center of rotation. Several schemes using combustion in a swirling stream are considered: the concept of an ultra-compact combustion chamber, which offers a combined vane, which is a combination of compressor outlet vanes, combustion chamber and turbine vanes; a combustion chamber with niche stabilizers, which creates swirling movement of fuel and air; an engine based on a single coil containing a series of compressor blades with end combustion chambers and a series of turbine blades that rotate as a whole. Results of the work on the development of an integrated combustion chamber (CCI) with air flow swirling are presented. It is shown that the use of airflow swirling in the CCI scheme with modernization of a diffuser, a combustion chamber and a high-pressure turbine nozzle makes it possible to reduce the lengths of the elements by about 20...25% in comparison with existing engines elements, and therefore reduce the length of the engine itself.

Keywords: combustion chamber, nozzle apparatus, diffuser, combustion, swirling flow.

Введение В газотурбинном двигателе поток воздуха сжимается и закручивается в компрессоре, затем выпрямляется в спрямляющем аппарате, проходит через диффузор и

камеру сгорания (КС), после чего поток продуктов сгорания попадает на лопатки соплового аппарата турбины и вновь получает вращение, перед тем как проработает в турбине. Однако можно уменьшить осевой размер двигателя, модифицировав спрямляющий аппарат

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

45

и диффузор, организовав в КС горение в закрученном потоке воздуха, и, применяя остаточную закрутку, направить закрученный поток на лопатки соплового аппарата турбины. В работе представлены существующие в настоящее время технические схемы, реализующие процессы горения в закрученных потоках.

Варианты технических схем Схемы объединенной лопатки реализуются с помощью ультракомпактной камеры сгорания (ultra compact combustor, UCC) [1–2] (рис. 1). Ультракомпактная камера сгорания представляет собой «совмещенную лопатку», состоящую из комбинации выходных лопаток компрессора, КС и входных лопаток турбины. Эту совмещенную лопатку опоясывает по внешней обечайке кольцевая ниша, в которую подается топливо. Воздух, подаваемый в нишу (или попадающий в нее благодаря конвекции), обеспечивает быстрое сгорание богатой смеси за счет высоких тангенциальных скоростей и движения газов в окружном направлении, что увеличивает время пребывания топливной смеси в зоне горения по сравнению с временем ее движения в продольном направлении. На каждой совмещенной лопатке также имеется радиальная ниша, предназначенная для дожигания продуктов сгорания в потоке воздуха и распределения продуктов реакции горения по высоте канала для обеспечения необходимого поля температуры газа. Предполагается, что горение полностью заканчивается в конечной части такой сложной лопатки. Таким образом, в UCC реализована интеграция лопаток компрессора, КС и сопловых лопаток турбины. В работе [2] сокращение длины зоны горения в такой схеме по сравнению с обычной КС было оценено примерно в 70%. Для сохранения небольшого веса и обеспечения требуемых температурных условий предполагается использование в конструкции высокотемпературных композиционных материалов. В работе [1] проведен цикл экспериментальных исследований на упрощенной модели камеры. Показано, что закрутка потока воздуха положительно влияет на выгорание топлива. В работе Дж. Льюиса [3] показано, что в закрученном потоке горящей смеси возникающее центростремительное ускорение U q2 / R (Uq – тангенциальная скорость; R – радиус вращающегося потока) приводит к увеличению скорости горения смеси топлива c воздухом. Причиной такого ускорения является относительное движение холодной части смеси к внешней (наружной) границе (всплытие), а горячей части смеси – к внутренней границе или к центру вращения. Величина ускорения горения зависит от относительного ускорения,

46

или параметра нагрузки, g = U q2 / (Rg0), где g0 – ускорение свободного падения. При диапазоне g = 500…3500 нормальная скорость горения смеси Un возрастает с ростом g (рис. 2). Влияние центробежных сил на горение смеси пропана с воздухом рассмотрено в работе [4]. Горение происходит в канале с уступом. На рис. 3 представлены три конфигурации канала. В первом случае (ас = 0) центробежные силы отсутствуют. Во втором (ас > 0) они направляют поток свежей пропановоздушной смеси в зону горения за уступом, а в третьем случае (ас < 0) продукты сгорания

Рис. 1. Схема ультракомпактной камеры сгорания [2]: 1 – кольцевая ниша; 2 – турбинная лопатка; 3 – радиальная ниша; 4 – кольцевой пилон

Рис. 2. Распространение пламени водородно-воздушной смеси во вращающейся трубке в разные моменты времени (а) и зависимость нормальной скорости горения смеси от относительного ускорения (б) [3]

Рис. 3. Конфигурация (а), фотографии и теплеровские снимки (б) горения однородной пропановоздушной смеси в прямолинейном (ас = 0) и криволинейных каналах (ас ¹ 0) [4]

из зоны обратных токов за уступом направляются в свежую смесь. Горение для рассмотренных случаев различается весьма существенно (рис. 3,б), что видно на прямых и теплеровских фотографиях. Кроме того, авторы в [4] измерили скорость потока смеси на срыве горения (V, м/с) для указанных случаев (рис. 4) и количественно показали это различие. В случае горения в криволинейных каналах границы устойчивого горения при срыве оказываются шире, чем при горении в прямолинейном канале. Последнее можно отнести как к увеличению скорости распространения пламени, так и к изменению аэродинамики течения. Демонстрация эффекта в экспериментах на реальных конструкциях. В работе [1] разработана упрощенная экспериментальная модель кольцевой ниши, установленной по периферии кольцевого канала, образованного центральным телом и внешней обечайкой канала (рис. 5). В нишу через 24 равнорасположенных отверстия диаметром 5 мм под углом 45° к радиусу подавался воздух (около 22% основного потока воздуха кольцевого канала) и через шесть форсунок – жидкое топливо JP-8. Эксперименты с горением проводились при атмосферном давлении, температура основного потока воздуха и воздуха, вдуваемого в нишу, составляла 533 К. Изменение параметра g осуществлялось за счет изменения вдува воздуха в нишу. В работе [1] представлены результаты по полноте сгорания топлива в зависимости от параметра нагрузки g, рассчитанного по тангенциальной скорости, измеренной вблизи задней стенки ниши при различных составах смеси. При изменении коэффициента избытка топлива f = 0,8…1,2 (величина f обратно пропорциональна величине коэффициента избытка воздуха, a = 1/f) изменение параметра g от 1500 до 4500 приводит к более полному сгоранию топлива (h = 0,97…0,998) вне зависимости от величины f. Результаты исследования, приведенные в [1], позволяют сделать вывод об улучшении выгорания при увеличении параметра g. Аналогичные результаты были получены авторами работы [1] и на других аналогичных установках.

Рис. 4. Скорость срыва за уступом при горении пропановоздушной смеси в зависимости от ее состава [4]

Рис. 5. Схема установки с нишевой камерой сгорания [1]: 1 – основной поток; 2 – воздушные струи; 3 – центральное тело; 4 – топливо; 5 – полость; 6 – воздушное отверстие; 7 – топливный факел

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

47

Расчетные исследования в работах [5; 6] показали, что увеличение турбулентной скорости горения в постановке Льюиса подтверждается теоретически, а использование тех же предпосылок (в рамках k-e-модели турбулентности) применительно к нише не дает такого эффекта. Причиной расхождения является то, что рассматриваемый объект (UCC – ниша) обладает существенными особенностями, влияющими на распространение пламени и на эффективность работы установки. Это, прежде всего, наличие тангенциальной и осевой скоростей потока, действующих перпендикулярно центробежным силам, которые препятствуют развитию эффекта «всплытия». Кроме того, наличие термического расширения продуктов реакции в нише и неполнота сгорания топлива приводят к догоранию топлива в основном потоке в следе за нишей, что также меняет схему процесса и влияет на суммарную эффективность горения и скорость распространения пламени при вращательном движении смеси. Схема компактного двигателя (Rim Rotor R4E, рис. 6) была предложена в Шербрукском университете [7]. Его основным конструктивным элементом является единая катушка, содержащая ряд лопаток компрессора с торцевыми камерами сгорания и ряд лопаток турбины, которые вращаются как единое целое. Топливная струя водорода поступает на вход в двигатель. Для стабилизации горения струи водорода перед компрессорными лопатками устанавливается специальный V-образный стабилизатор с искровым воспламенением. За счет вращения катушки пламя «размазывается» по ее окружности. Устойчивость пламени в КС при наличии центробежных сил обеспечивается наличием стабилизаторов сложной формы (рис. 6,б), которые реализуют стабилизацию горения за счет торцевых поверхностей каждой лопатки. Для начала работы вал двигателя раскручивается турбостартером. Упрощенный прототип двигателя (время работы 3…4 с), изготовленный из алюминия и соединенный с валом турбостартера, в испытании показал, что при тангенциальной скорости воздуха в двигателе 250…380 м/с обеспечивается устойчивое воспламенение водорода и рост тангенциальной скорости газа на выходе. Полнота сгорания топлива, оцененная по температуре газа, составляла 60…75% при центробежном ускорении g = 7×105. При тангенциальной скорости воздуха в двигателе 280…330 м/с зафиксирована мощность установки 240…320 Вт. Таким образом, продемонстрирована положительная тяга установки такого типа. Опыт ЦИАМ. Комплексные работы по разработке конструкции, экспериментальным и расчетным исследованиям интегрированной камеры сгорания (КСИ) с закруткой потока воздуха были проведены в ЦИАМ [8–10]. Для сокращения длины области горения разра-

48

ботаны диффузор, КС и сопловой аппарат турбины высокого давления (ТВД), что позволило сократить длину двигателя и получить высокие характеристики элементов при низкой токсичности выбросов вредных веществ. При исследовании конструкции КС с закрученным потоком воздуха на входе (рис. 7) показано, что во избежание больших потерь полного давления в КС исходная остаточная закрутка воздуха за компрессором с гладким диффузором не должна превышать 30…40°. Предложена модификация фронтового устройства, состоявшая из двух основных элементов: множества радиальных пилонов для дополнительной закрутки потока воздуха, в торцы которых пневматическими

Рис. 6. Схема камеры сгорания (а) и системы стабилизации горения в Rim Rotor R4E (б) [7]: 1 – поток воздуха; 2 – вдув водорода; 3 – поджигающее пламя; 4 – направление вращения; 5 – камера сгорания; 6 – искровое зажигание; 7 – стабилизатор пламени; 8 – вход; 9 – стабилизатор горения; 10 – выход

Рис. 7. 3D-схема КСИ: 1 – диффузор; 2 – кольцевой стабилизатор; 3 – радиальные пилоны; 4 – жаровая труба c системой охлаждения; 5 – корпус камеры; 6 – место установки лопаток соплового аппарата ТВД

форсунками подается топливо, и кольцевого пилона с пневматическими форсунками для запуска двигателя и режимов малого газа. Обечайки жаровой трубы имели систему охлаждения без воздушных отверстий. Расчет течения в отсеке и в полноразмерной камере сгорания КСИ проведен по программе CFD-ACE+. Для жидкой фазы топлива рассчитаны траектории движения капель. Расчеты показали, что КСИ с исходной закруткой потока во фронтовом устройстве до 60° позволяет получить высокие значения полноты сгорания топлива (h > 0,99) на малой длине (100…130 мм), приемлемые потери полного давления (dКС = 4…5%), температурную неравномерность на выходе камеры (qср < 1,2, qmax < 1,29) и низкую эмиссию NOx (EINOx = 4…5 г/кг топлива) на крейсерском режиме перспективного ГТД. При использовании в системе охлаждения перфорированной стенки с относительной площадью отверстий, составляющей 25% суммарной площади отверстий, расчетное значение температуры, особенно внешней стенки, остается высоким (tw @ 1000°C). Для обеспечения работоспособности жаровой трубы необходимо применение жаростойких сплавов. В результате комплексного анализа показано, что для сокращения длины двигателя необходимо объединить спрямляющий аппарат и диффузор в единый лопаточный узел. На рис. 8,а показана схема короткого лопаточного диффузора, сохраняющего закрутку потока перед камерой. Однако расчет показал, что закрутка потока на выходе из камеры осталась значительной, максимальный угол закрутки потока в неравномерном поле скоростей составил 45…50°. Угол закрутки потока снизился при теплоподводе в камере (рис. 8,б). Закрутка применяется для уменьшения угла поворота лопаток соплового аппарата ТВД или для уменьшения их количества. Наличие закрутки потока и неравномерных полей параметров потока газа за КСИ на входе в сопловой аппарат не приведет к дополнительным потерям в ТВД (рис. 8,в,г). Значительное уменьшение угла поворота потока в сопловом аппарате позволяет уменьшить его осевую ширину или количество лопаток (на 15…20%) без потерь в величине КПД ТВД. Экспериментальное исследование работы фронтового устройства в упрощенной постановке на плоском отсеке (рис. 9) показало, что специально разработанные пневматические распыливающие устройства основного и вспомогательного топлива при параметрах Тк > 500 К, pк = 1,1×105 Па и скорости потока воздуха в зазорах пилонов до 100 м/c работали эффективно. Распыливающие устройства вспомогательного топлива обеспечивают надежный запуск от электрических свечей зажигания и широкий диапазон работы (aзап » 2, aсрыв » 70). Распространение пламени основного топлива за пило-

Рис. 8. Схема лопаточного диффузора (а), реализуемая осевая (U) и тангенциальная (Uq) скорость на входе (б) и выходе (в) камеры сгорания и схема соплового аппарата турбины (г)

нами малого размера (~ 10 мм) было реализовано при малом расходе вспомогательного топлива (15…20%), подаваемого за центральный стабилизатор. Короткая спиральная камера сгорания. В работах [11; 12] представлены данные по разработке SHC (short helical combustor). Вращательное движение газа в КС достигнуто за счет поворота осей модулей для подачи топлива относительно оси камеры. В отличие от схемы КСИ, где предполагается сокращение длины всех элементов узла (диффузора, камеры, сопловых лопаток), в схеме SHC изменение длины осуществляется только за счет камеры сгорания, хотя конфигурация диффузора и сопловых лопаток также изменена.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

49

Заключение

Рис. 9. Фотография горения за моделью фронтовой решетки КСИ

В работе [11] показано, что наилучшей конфигурацией горелок во фронтовом устройстве является их двухрядное расположение по высоте. Угол поворота осей горелок (модулей) к оси камеры составляет 45°. При выбранном угле поворота модулей на входе 45° угол поворота потока на выходе из камеры составляет 20°. По мнению авторов работы [12], применение закрутки потока позволяет уменьшить длину КС на 15…30% по сравнению с камерой без закрутки.

Рассмотренные работы позволяют утверждать, что центробежные силы существенно изменяют процесс горения. Степень этого влияния зависит от конкретных газодинамических условий. Закрутка потока позволяет реализовать в ГТД новую объединенную систему: спрямляющий аппарат – диффузор – камера сгорания – направляющий аппарат турбины, что ведет к сокращению длины узлов, сохраняет их высокие характеристики и характеристики двигателя в целом. Применение закрутки воздушного потока в схеме КСИ с модернизацией всех трех элементов уменьшает длину конструкции узла примерно на 20…25% по сравнению с конструкциями существующих двигателей. При этом для практической реализации идеи необходимо решить сложные проблемы теплового состояния и работы, конструктивной прочности и технологии изготовления конструкции кольцевой КС для условий, максимально приближенных к реальным условиям эксплуатации.

Литература / References 1. Quaale R.J. Experimental Results for a High Swirl, Ultra Compact Combustor for Gas Turbine Engines: Thesis: presented … in partial fulfillment of the requirements for the degree of master of science in aeronautical engineering. Ohio, 2003.

2. Fuel Injection Design Optimization for Ultra Compact Combustor / J. Zelina, G. Sturgess, A. Mansour, R. Hancock.

2003. (16th International Symposium on Air Breathing Engines; ISABE-2003-1089).

3. Lewis G.D. Centrifugal-Forced Effects on Combustion // Symposium (International) on Combustion. 1973. Vol. 14: Fourteenth Symposium (International) on Combustion. P. 413–419.

4. Lapsa A.P., Dahm W.J.A. Hyperacceleration Effects on Turbulent Combustion in Premixed Step-Stabilized Flames // Proceedings of the Combustion Institute. 2009. Vol. 32, iss. 2. P. 1731–1738.

5. Zelina J., Shouse D.T., Hancock R.D. Ultra-Compact Combustor for Advanced Gas Turbine Engines. 2004. 10 p.

(ASME Turbo Expo 2004; GT2004-53155).

6. Katta V.R., Blunck D., Roquemore W.M. Effect of Centrifugal Forces on Flame Stability in an Ultra-Compact Combustor. 2013. (51st AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition; AIAA 2013-1046).

7. Rim-Rotor Rotary Ramjet Engine, Part 2: Quasi-one-Dimensional Aerothermodynamic Design / M. Picard, D. Rancourt, J.-S. Plante and M. Brouillette // Journal of Propulsion and Power. 2012. Vol. 28, nr 6. P. 1304–1314.

8. Кольцевая камера сгорания ГТД и способ ее работы: патент RU 2343356 C1 / Строкин В.Н., Шихман Ю.М., Шлякотин В.Е. и др.; патентообладатель ЦИАМ. № 2007118551/06; заявл. 21.05.2007; опубл. 10.01.2009.

Kol'tsevaia kamera sgoraniia gazoturbinnogo dvigatelia i sposob ee raboty [The Annular Combustion Chamber of GTE and Method of its Operation]. Strokin V.N., Shikhman J.M., Stepanov V.A. et al. Patent RF, no. 2343356. 2007.

9. Strokin V.N., Shikhman Y.M., Ljashenko V.P. Low Emission, Compact Combustor with Air Flow Swirling at the Entrance. 2013. (21th International Symposium on Air Breathing Engines; ISABE-2013-1527).

10. Compact Combustor Integrated (CI) with Compressor and Turbine for Perspective Turbojet Engine / V.N. Strokin, S.A. Volkov, V.P. Ljashenko, V.I. Popov, А.N. Startzev, R.Z. Nigmatullin, Т.V. Shilova, U.V. Belikov // Journal of Physics: Conference Series. 2017. Vol. 891. Paper 012241.

11. Ariatabar В., Koch R., Bauer H. Short Helical Combustor: Concept Study of Innovative Gas Turbine Combustor.

2015. 13 p. (ASME Turbo Expo 2015; GT2015-42963).

12. Ariatabar В., Koch R., Bauer H. Short Helical Combustor: Flow Control in a Combustion System with Angular Air Supply // Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. 2018. Vol. 140, nr 3. Art. 031507. GTP-2017-1355. Материалы получены редакцией 21.11.2019

50

УДК 621.452.322:[629.4.053.2+534.836.2]

Управление тягой и шумом двигателей сверхзвукового пассажирского самолета на взлете Мирзоян А.А., Халецкий Ю.Д. Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, г. Москва e-mail: mirzoyan@ciam.ru

Приведены расчетные оценки уровней шума сверхзвукового пассажирского самолета в сертификационных точках при учете основных источников шума двигателя – вентилятора и реактивной струи. Показано, что в зависимости от степени двухконтурности двигателей расчетные оценки уровней шума СПС на взлете, полученные при использовании программы многорежимного управления тягой двигателей, на 2,3…6,0 EPNдБ ниже уровней шума СПС, полученных при использовании программы управления тягой двигателей, традиционно применяемой на дозвуковых пассажирских самолетах. Ключевые слова: сверхзвуковой пассажирский самолет, программа управления тягой двигателя, степень и темп дросселирования, сертификационные точки самолета по шуму.

Take-off thrust and noise control for supersonic civil transport engines Mirzoyan A.A., Khaletskii I.D. CIAM, Moscow

Calculated estimates of the noise levels of a supersonic civil transport at certification points are given, taking into account the main sources of engine noise – a fan and a jet. It is shown that, depending on the bypass ratio of the engines, calculated estimates of the SCT noise levels on takeoff obtained using the multi-mode engine traction control program are 2,3…6,0 EPNdB lower than the SCT noise levels obtained using the engine traction control program traditionally used on subsonic commercial aircraft.

Keywords: supersonic civil transport, engine thrust control program, engine throttle ratio and rate of thrust throttling, aircraft noise certification points.

Введение При разработке нового поколения сверхзвуковых пассажирских самолетов (CПС) ключевой проблемой является обеспечение экологических требований: к звуковому удару, уровням шума в сертификационных точках на взлете и посадке, эмиссии вредных веществ. Согласно требованиям главы 12 действующего стандарта ИКАО уровни шума СПС в сертификационных точках во взлетно-посадочном цикле должны соответствовать уровням шума дозвуковых самолетов той же взлетной массы, т.е. требованиям главы 14 [1]. Особенности конструкции СПС таковы, что они во взлетнопосадочном цикле генерируют более интенсивный шум, чем дозвуковые самолеты той же массы. Расчетные оценки уровней шума перспективных СПС показали,

что на современном уровне развития авиационных технологий удовлетворить этим требованиям пока невозможно. В CAEP (ICAO Committee on Aviation Environmental Protection) до настоящего времени не выработана общая концепция нового стандарта ИКАО для уровней шума СПС в сертификационных точках. Отсутствие международного стандарта по шуму СПС, отвечающего реальному состоянию развития авиационных технологий, и ожидание реализации нескольких американских проектов сверхзвуковых самолетов в текущем десятилетии мотивировало США разработать национальные нормы. В марте 2020 г. Федеральное авиационное управление США (FAA) опубликовало предварительный вариант национальных норм на уровни шума для определенного класса СПС в сертификационных точках при взлете и посадке,

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

51

линия ограничения для которого проходит ровно посередине между нормами главы 4 и главы 14 стандарта ИКАО [2]. Этот класс СПС ограничен (сверху) максимальной взлетной массой 68 т и крейсерской скоростью, соответствующей числу Маха полета М = 1,8, достигаемой вне суши США. В документе FAA предложены также некоторые изменения существующих эталонных процедур во время сертификации самолетов. Особо оговаривается, что сертификация СПС по шуму в контрольных точках предполагает использование технического оборудования, реализующего новые подходы к снижению шума самолета на местности. Проведенные в NASA расчеты показывают, что удовлетворение опубликованным FAA ограничениям уровня шума СПС на местности, и тем более выполнение требований Главы 14, не является простой задачей [3; 4]. Для этого, в первую очередь, необходима комплексная оптимизация основных параметров планера и двигателя [5]. В ряде публикаций рассмотрена возможность снижения шума CПС в сертификационных точках на местности при взлете и начальном наборе высоты с помощью одной из регулируемых систем снижения шума (variable noise reduction systems, VNRS) – так называемого многорежимного управления тягой двигателя [3–7]. Дросселирование тяги при начальном наборе высоты оказывает противоречивое влияние на уровень шума в контрольных точках: сбоку от взлетно-посадочной полосы (ВПП) («сбоку от ВПП») и при наборе высоты («набор высоты»). С одной стороны, уровень шума снижается из-за уменьшения скорости реактивной струи и окружной скорости вентилятора; с другой стороны, уровень шума самолета в контрольной точке «набор высоты» повышается, так как уменьшение тяги

делает траекторию начального набора высоты более пологой, и, следовательно, уменьшается высота от источника шума (самолета) до точки наблюдения на земле. Поэтому необходимо компромиссное решение для снижения суммарного уровня шума самолета в этих двух контрольных точках. В настоящей работе приводятся результаты расчетного исследования акустической эффективности использования многорежимного управления тягой двигателя для снижения шума самолета на взлете при учете основных источников шума двигателя – вентилятора и реактивной струи.

Программы исходного и многорежимного управления тягой двигателя Программа управления тягой двигателя при взлете и начальном наборе высоты, традиционно используемая на дозвуковых пассажирских самолетах, включает в себя два основных режима – взлетный и дроссельный режим набора высоты. Программа многорежимного управления тягой включает в себя следующие семь основных режимов: 1) взлетный режим; 2) уменьшение тяги от взлетного до первого дроссельного режима; 3) первый дроссельный режим; 4) повышение тяги от первого дроссельного до максимального режима набора высоты; 5) максимальный режим при наборе высоты; 6) уменьшение тяги от максимального до второго дроссельного режима; 7) второй дроссельный режим. На рис. 1 представлены программы исходного и многорежимного управления тягой при взлете

Рис. 1. Программы исходного (зеленая кривая) и многорежимного (красная кривая) управления тягой двигателей при взлете и начальном наборе высоты

52

Rотн = R / Rmax (R и Rmax – тяга двигателя на текущем и максимальном режимах) в зависимости от расстояния до точки начала разбега СПС. Основные назначения режимов программы многорежимного управления: – режим 1 – максимальное уменьшение потребной длины ВПП при разбеге; – режимы 2–3 – уменьшение шума в контрольной точке «сбоку от ВПП» без существенного уменьшения высоты пролета над контрольной точкой «набор высоты»; – режимы 4–5 – максимальное повышение высоты пролета над контрольной точкой «набор высоты» (с учетом отсутствия прямого влияния этих режимов на уровень воспринимаемого шума в обеих контрольных точках); – режимы 6–7 – уменьшение уровня воспринимаемого шума в контрольной точке «набор высоты». На режимах 1 и 5 тяга поддерживается на максимальном взлетном режиме: Rотн (1, 5) = 1,0. На режимах 3 и 7 тяга поддерживается на оптимальном дроссельном режиме, обеспечивающем максимальное снижение шума в контрольных точках «сбоку от ВПП» и «набор высоты» с учетом минимальных градиентов набора высоты, ограничиваемых условиями безопасности полета: Rотн (3, 7) = opt при градиентах набора высоты на режимах 3 и 7 больше минимальных. На режимах 2, 4 и 6 тяга переводится с Rотн (1, 3, 5), поддерживаемой на режимах 1, 3 и 5 соответственно, на Rотн (3, 5, 7), поддерживаемую на режимах 3, 5 и 7 соответственно, с использованием оптимальных темпов изменения тяги по времени dR / dt(2, 4, 6) соответственно на режимах 2, 4 и 6. Для максимального снижения суммарного уровня шума при взлете были выбраны оптимальные значения следующих параметров программы многорежимного управления тягой: расположение точек начала и окончания первого дросселирования на режиме 3 и точки начала второго дросселирования на режиме 7, степень первого и второго дросселирования на режимах 3 и 7, темп изменения тяги на режимах 2, 4 и 6 (см. рис. 1). Оптимальная степень дросселирования на режимах 2 и 4 определяется влиянием дросселирования на шум двигателя и высоту полета (и, соответственно, на расстояние до контрольной точки), а также ограничением минимального градиента набора высоты, регламентированного сертификационной процедурой [6]. Как видно на рис. 1, оптимальная степень первого дросселирования составила 20% (Rотн = 0,8), второго – 26% (Rотн = 0,74), оптимальные расстояния, на которых начинается и заканчивается первое дросселирование и начинается второе дросселирование, равны 2300, 4000 и 5800 м соответственно, оптимальный темп первого

и второго изменения (дросселирования) тяги составляет 15 и 2,5% в минуту.

Сравнение уровней шума СПС при использовании программ исходного и многорежимного управления тягой двигателя Известно, что современный стандарт ИКАО, глава 14, предъявляет более жесткие требования к дозвуковым коммерческим самолетам, чем действующие ранее нормы глав 3 и 4 [1]. Намерение разработчиков СПС следовать мировой тенденции снижения воздействия авиации на окружающую среду заставляет их рассматривать силовые установки на базе ТРДД с более высокой степенью двухконтурности (m). При этом происходит кардинальное перераспределение значимости источников шума двигателя: доминирование реактивной струи для ТРДД с низкими m = 0,5…1,5 сменяется примерным равенством вкладов вентилятора и струи в общий уровень шума двигателя с умеренными m = 2,5…3,5. Для ТРДД большей степени двухконтурности (m = 4,0…5,0) шум вентилятора становится превалирующим. Сравнение эффективных уровней воспринимаемого шума в единицах EPNдБ при использовании программ исходного и многорежимного управления тягой двигателя выполнено применительно к гипотетическому двухдвигательному СПС делового класса с дальностью полета L = 7400 км, пассажировместимостью n = 8 чел. и длиной ВПП LВПП = 2000 м. Для этого самолета рассматривалось применение ТРДД с m = 2,5…5,0. При варьировании m выдерживались требования к дальности полета, длине ВПП и пассажировместимости. Оптимальный выбор взлетной удельной нагрузки на крыло при этом проводился по критерию минимальной взлетной массы самолета Gвзл = min. С целью максимально возможного снижения шума СПС, т.е. чтобы приблизиться к уровням шума, соответствующим требованиям главы 4 с запасом 3…3,5 EPNдБ, в данной работе рассматривались двигатели с m до 5,0. При этом очевидно, что необходимо найти компромиссное решение с учетом противоречивых факторов – степени двухконтурности двигателя и его лобового сопротивления. Удовлетворение заданным требованиям по дальности, пассажировместимости и длине ВПП при увеличении m приводит к увеличению взлетной массы самолета (Gвзл ), прежде всего из-за роста потребной взлетной тяги (Rвзл ) и массы силовой установки (GСУ). На рис. 2 показано изменение Gвзл, относительной взлетной тяги и относительной массы силовой установки в зависимости от степени двухконтурности двигателя.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

53

Рис. 2. Основные характеристики самолета и силовой установки при разной степени двухконтурности двигателя (L = 7400 км, n = 8 чел., LВПП = 2000 м)

Рис. 3. Траектории полета СПС с ТРДД, m = 2,5, при взлете и начальном наборе высоты в случае использования программ исходного (зеленая кривая) и многорежимного (красная кривая) управления тягой

Видно, что при изменении m от 2,5 до 5,0 в случае сохранения дальности полета, пассажировместимости и длины ВПП Rвзл и GСУ увеличиваются на 57 и 90% соответственно, Gвзл при этом увеличивается с 55 до 77 т. В настоящей работе при расчете уровня шума СПС в контрольных точках учитывался вклад двух основных источников шума – реактивной струи и вентилятора. На рис. 3 приведены траектории полета СПС с ТРДД со степенью двухконтурности m = 2,5, полученные при использовании исходного и многорежимного управления тягой на взлете и начальном наборе высоты. Несмотря на то, что первое дросселирование и привело к понижению траектории, удалось восстановить высоту в районе пролета контрольной точки «набор высоты», в основном за счет оптимального выбора параметров программы многорежимного управления тягой: начало, окончание, степень и темп первого дросселирования, а также темп возврата на максимальный режим двигателя. На рис. 4 представлена сравнительная акустическая эффективность использования программы много-

54

режимного управления тягой. Изменение уровня шума в контрольной точке «набор высоты» при переходе от программы исходного к программе многорежимного управления тягой не превышает 1 EPNдБ, что связано с одинаковыми условиями полета в районе контрольной точки «набор высоты» (см. рис. 1). Изменение уровня шума в контрольной точке «сбоку от ВПП» составляет 2,6…6,1 EPNдБ в зависимости

Рис. 4. Выигрыш по уровню шума самолета в контрольных точках на взлете при использовании программы многорежимного управления тягой двигателя

от степени двухконтурности двигателя. Увеличение выигрыша по шуму в контрольной точке «сбоку от ВПП» с ростом m связано с возрастанием вклада шума вентилятора в суммарный шум двигателя и увеличением влияния дросселирования двигателя на шум этого источника. В итоге изменение суммарного уровня шума при взлете и начальном наборе высоты в случае использования программы многорежимного управления вместо программы исходного управления тягой составило 2,3…6,0 EPNдБ в зависимости от степени двухконтурности двигателя.

Заключение В связи с опубликованием предварительного варианта национального стандарта США на уровни шума сверхзвуковых самолетов в сертификационных точках во взлетно-посадочном цикле, приобретает актуальность использование многорежимного управления тягой двигателя как обязательного метода для снижения уровней шума СПС. Применительно к гипотетическому двухдвигательному СПС делового класса (пассажировместимость 8 чел., дальность полета 7400 км, длина ВПП 2000 м) выполнена сравнительная оценка эффективных уровней воспринимаемого шума при использовании программ исходного (традиционного) и многорежимного управления тягой двигателя. Получены следующие результаты: – использование программы многорежимного управления тягой при взлете и начальном наборе высоты вместо программы управления, традиционно применяемой на дозвуковых самолетах, в зависимости от степени двухконтурности двигателей приводит к сни-

жению суммарного уровня шума на 2,3…6,0 EPNдБ. При этом основной выигрыш по шуму достигается в контрольной точке «сбоку от ВПП», а шум в контрольной точке «набор высоты» удается сохранить практически неизменным; – для ТРДД при изменении степени двухконтурности от 2,5 до 5,0 при условии сохранения заданных тактико-технических характеристик взлетная масса самолета должна быть увеличена с 55 до 77 т, взлетная тяга – на 57%, масса силовой установки – на 90%; – оптимальная по шуму при взлете и начальном наборе высоты программа многорежимного управления тягой должна включать оптимальное расположение на траектории двух режимов дросселирования тяги в районе пролета контрольных точек «сбоку от ВПП» и «набор высоты», оптимальные степени и темпы дросселирования, а также режим полета с тягой максимального режима набора высоты между этими контрольными точками; – оптимальными по шуму параметрами программы многорежимного управления тягой на взлете и начальном наборе высоты являются: степень первого и второго дросселирования – 20% (Rотн = 0,8) и 26% (Rотн = 0,74) соответственно; расстояния, на которых начинается и заканчивается первое и начинается второе дросселирование, – 2300, 4000 и 5800 м соответственно; темп первого и второго дросселирования – 15 и 2,5% тяги в минуту. Исследование программ управления тягой для снижения уровней шума СПС на местности следует продолжить в направлении поиска рациональных программ управления тягой на режимах захода на посадку, а также учета эффекта экранирования шума элементами планера.

Литература / References 1. Охрана окружающей среды: прил. 16 к Конвенции о международной гражданской авиации. Т. 1. Авиационный шум / Международная организация гражданской авиации. Изд. 7-е. Монреаль: ИКАО, 2014.

Okhrana okruzhaiushchei sredy [Environmental Protection]. Annex 16 to the Convention on International Civil Aviation. Vol. 1, Aircraft Noise. ICAO, 7th edition, Monreal, 2014.

2. Noise Certification of Supersonic Airplanes: 14 CFR Parts 21 and 36: [Docket no.: FAA-2020-0316; Notice no. 20-06]: RIN 2120-AL29 / Department of Transportation, Federal Aviation Administration // Federal Register. 2020. Vol. 85, no. 71 (April 13). P. 20431–20447.

3. Noise Predictions for a Supersonic Business Jet Using Advanced Take-Off Procedures / J.J. Berton, S.M. Jones, J.A. Seidel, D.L. Huff // The Aeronautical Journal. 2018. Vol. 122, nr 1250. P. 556–571.

4. Advanced Noise Abatement Procedures for a Supersonic Business Jet / J.J. Berton, S.M. Jones, J.A. Seidel and D.L. Huff.

2017. 13 p. (23rd International Symposium on Airbreathing Engines; ISABE-2017-22538).

5. Mirzoyan A.A. Studies on MDO of Engine Design Parameters with Mission, Noise and Emission Criteria at SSBJ Engine Conceptual Design. 2008. 8 p. (26th International Congress of the Aeronautical Sciences).

6. Mirzoyan A.A., Stouflett B. Environmental Improvement Potentialities of Optimal Takeoff Thrust Management for Twin Engine Low Boom SSBJ Configuration. 2009. (ICAS 2009 Workshop “Aviation and Environment”).

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

55

7. Mirzoayn A., Khaletskii I. Potentialities of Noise Reduction Using Low Noise Takeoff Thrust Management for Advanced Supersonic Civil Aeroplanes. 2018. 10 p. (22nd Workshop of the Aeroacoustics Specialists Committee of the CEAS). URL: https://www.nlr.org/wp-content/uploads/2018/09/CEAS-p11_Mirzoyan-Khaletskii-Potentialitiesof-Noise-Reduction-Using-Low-Noise-Takeoff-Thrust-Management-For-Advanced-Supersonic-Civil-Aeroplanes.pdf. Материалы получены редакцией 30.03.2020

56

УДК 621.822.174

Влияние конструкции лепестков радиального газового подшипника на характеристики жесткости и демпфирования в опоре (обзор) Темис М.Ю. Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, г. Москва e-mail: mikhail.temis@gmail.com

Представлен обзор конструкций лепестковых подшипников, приведены основные схемы для трех поколений подшипников данного типа. Проведен анализ преимуществ и недостатков каждого поколения на основе опубликованных экспериментальных данных. Рассмотрены конструктивные решения, обеспечивающие увеличение грузоподъемности подшипника, снижение анизотропии характеристик жесткости, оптимизацию температурного режима газовой смазки и напряженно-деформированного состояния лепестков. Представлен обзор конструкций гибридных газодинамических подшипников с внешним наддувом и магнитогазодинамических подшипников. Работоспособность конструктивных элементов подшипников, представленных в патентах, проанализирована на основе результатов экспериментальных исследований, приведенных в научных статьях. Определены основные элементы лепесткового подшипника, позволяющие обеспечить требуемые характеристики опоры. Ключевые слова: лепестковый газовый подшипник, сухой двигатель, газостатический подшипник, газодинамический подшипник, магнитогазодинамический подшипник.

Influence of the foil design in radial foil gas bearings on characteristics of stiffness and damping in the support (review) Temis M.Yu. CIAM, Moscow

The paper presents an overview of foil bearing designs and outlines main schemes for three generations of bearings of this type. Advantages and disadvantages of each generation are analyzed based on published experimental data. Design solutions that increase the bearing load capacity, reduce the anisotropy of stiffness characteristics, optimize the temperature mode of gas lubrication and the stress-strain state of foils are considered in the paper. An overview of designs of hybrid gasdynamic bearings with external pressurization and magnetogasdynamic bearings is presented. Performance of bearing structural elements described in patents is analyzed based on results of experimental studies found in scientific papers. Main elements, which ensure required support characteristics of foil bearings, are identified.

Keywords: foil gas bearing, dry engine, gas-static bearing, gasdynamic bearing, magnetogasdynamic bearing.

Введение Лепестковые газовые подшипники обладают рядом особенностей, обуславливающих актуальность их применения в современных высокооборотных малоразмерных ГТД и ГТУ [1–4]. Свойства газа стабильны в широком температурном диапазоне, что позволяет

эксплуатировать газовые подшипники как при высокой, так и при криогенной температуре. Основным рабочим элементом радиального газового подшипника является тонкий гладкий лепесток (несколько лепестков), укладывающийся на гофрированный поддерживающий элемент, который, в свою очередь, опирается на обойму (рис. 1). При вращении вала между его внешней поверх-

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

57

ностью и гладким лепестком образуется переменный радиальный зазор, давление в котором действует на вал и поддерживает его в равновесном положении. Под действием давления гладкий лепесток и гофрированный элемент упруго деформируются. За счет податливости лепестка можно получить более равномерное распределение толщины газового слоя, повысить грузоподъемность и значительно снизить (по сравнению с подшипником с жесткими рабочими поверхностями) влияние погрешностей монтажа и изготовления на рабочие характеристики опоры. Свойства газовой смазки определяют конструкцию элементов газового подшипника требуемой грузоподъемности с необходимыми характеристиками жесткости и демпфирования. Рабочий зазор в газовом подшипнике существенно меньше, чем в масляном, – 5…15 мкм. Линейные скорости на поверхности шейки вала находятся в диапазоне 100…300 м/с [5; 6], что создает избыточное давление в газовом слое на уровне 0,1 МПа. Жесткость лепестков должна обеспечивать их упругое деформирование при таком избыточном давлении. При проектировании газовых подшипников жесткость лепестков принимается ориентировочно равной 150 Н/мм из расчета на каждый сантиметр площади проекции рабочей поверхности подшипника. Этот показатель может варьироваться в диапазоне ± 50%. При этом более «мягкие» подшипники не обеспечивают должного уровня динамической устойчивости ротора, а более жесткие – имеют избыточную чувствительность к воздействию высокой температуры, перекосам, погрешности изготовления и сборки.

Демпфирование в газовых подшипниках обеспечивается вязкостью газового слоя и фрикционным взаимодействием контактирующих лепестков. Оно невелико и составляет величину порядка 1 Н×м/с на каждый сантиметр площади проекции рабочей поверхности подшипника. Основные задачи, решаемые при проектировании современных лепестковых газовых подшипников: – создание конструкции подшипника, обеспечивающей требуемые жесткость и демпфирование; – обеспечение удобства монтажа и технического обслуживания опоры; – обеспечение ресурса, износостойкости и устойчивости к температурным воздействиям, компенсация погрешностей изготовления и сборки; – обеспечение работоспособности при перегрузках.

Облик газовых подшипников разного поколения Процесс проектирования газодинамической опоры является сложной многодисциплинарной задачей [7–10]. С середины XX века конструкции газодинамических подшипников совершенствовались, дорабатывались и развивались [2; 3]. Выделяют три поколения лепестковых подшипников, каждому из которых присущи свои конструктивные особенности. Так, гофрированные элементы подшипников первого поколения (см. рис. 1,а) имеют однородную конструкцию и в осевом, и в окружном направлении, за исключением места крепления

Рис. 1. Конструктивные особенности газодинамических подшипников разного поколения [5]: а – первого; б – второго; в – третьего; 1 – лепесток; 2 – гофрированный элемент; 3 – обойма; 4 – вал; 5 – гофрированный элемент с переменным шагом гофров; 6 – гладкий лепесток; 7 – составной гофрированный элемент; 8 – упругое основание; 9 – составной гофрированный элемент с переменным шагом гофров

58

к обойме. Поэтому жесткость и демпфирование таких подшипников анизотропны и зависят от окружной координаты смещения вала в подшипнике. Кроме того, реализуются большие утечки по краям подшипника при локальных воздействиях: нагрузках от перекосов, температурных нагрузках, погрешностях изготовления и сборки, – что отрицательно сказывается на формировании газодинамического клина и, соответственно, на рабочих характеристиках самого подшипника. В газодинамических опорах второго поколения (см. рис. 1,б) геометрия и жесткость гофрированного элемента могут изменяться в окружном или в осевом направлении, но не в двух направлениях одновременно. Например, в лепестковом подшипнике гофрированный элемент может иметь переменный шаг гофров в окружном направлении, но при этом неизменную геометрию в осевом направлении. И наоборот, гофрированный элемент может состоять из нескольких полос, выполненных в виде разрезных колец, расположенных друг за другом в осевом направлении; гофры каждой полосы имеют свое соотношение габаритных размеров и свой шаг расстановки. За счет создания неоднородности упругих характеристик в одном из направлений подшипники второго поколения лучше воспринимают локальные воздействия, что обеспечивает более высокие эксплуатационные характеристики. Для газодинамических опор третьего поколения характерна неоднородность упругих свойств во всех направлениях: окружном, радиальном и осевом. Гофрированные элементы состоят из нескольких гофрированных элементов, крепящихся к обойме посередине, свободных по краям и расположенных друг за другом в осевом направлении (рис. 1,в). При этом места закрепления гофрированных элементов в двух соседних полосах смещены друг относительно друга, и каждый элемент может иметь переменный шаг и соотношение геометрических размеров гофров. Такая конструкция является оптимальной с точки зрения восприятия

локальных воздействий, минимизации боковой утечки и формирования газодинамического клина и обеспечивает наилучшие эксплуатационные характеристики. На основании теоретических и экспериментальных исследований авторами работ [5; 11] сформулирована эмпирическая формула для несущей способности (грузоподъемности) подшипника: Q = Dgen ´ (L×D) ´ D×n, где D – номинальный диаметр подшипника (дюйм); L – длина подшипника (дюйм); n – частота вращения вала (об/мин); Dgen – удельная грузоподъемность (фунт×мин/дюйм3), или коэффициент несущей способности, для подшипников первого поколения – 0,1…0,3, второго поколения – 0,3…0,6, третьего поколения – 0,8…1 (рис. 2). Совершенствование конструкции газодинамических подшипников позволило повысить их грузоподъемность более чем в три раза. В работе [12] проведен сравнительный анализ жесткости и демпфирования лепестковых газовых подшипников первого и второго поколения по результатам серии экспериментов. Подшипники второго поколения обладают меньшей статической жесткостью (при невращающемся вале) (рис. 3,а), что в большинстве случаев объясняется большей свободой перемещения и деформации гофрированного элемента. Но они имеют существенно бóльшую грузоподъемность, динамические (при вращающемся вале) жесткость и демпфирование (рис. 3,б), причем динамическая жесткость подшипника второго поколения превышает его статическую жесткость. Анализ работы [12] показал, что модификация конструкции лепестков в подшипнике позволяет существенно изменять характеристики подшипника. Подшипники, сочетающие в себе преимущества и конструктивные особенности нескольких типов опор, могут рассматриваться как четвертое поколение газовых подшипников. В работе [13] представлен подшипник,

Рис. 2. Удельная грузоподъемность подшипников разного поколения [5]: а – первого; б – второго; в – третьего; – лепестковый подшипник; – полый подшипник (L = D = 38,1 мм) с жесткими рабочими поверхностями (неустойчив при n = 14 000 об/мин); – колодочный подшипник; – лепестковый подшипник (L = 44,5 мм, D = 35 мм); , , – лепестковый подшипник (L = 27 мм, D = 35 мм) при 25, 315 и 650°С

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

59

в отличие от масла, вязкость которого зависит от температуры в значительной степени.

Конструктивные элементы для повышения несущей и демпфирующей способности и увеличения ресурса газодинамической опоры

Рис. 3. Сравнение характеристик подшипников первого (сплошная линия) и второго (пунктир) поколений [12]: а – статическая жесткость подшипника (n = 0 об/мин) при нагружении силой 200, 300, 400, 500 Н; б – прямая динамическая (вертикальная) жесткость подшипника (n = 0, 25, 40 тыс. об/мин) в зависимости от частоты воздействия при нагрузке 400 Н; в – прямое динамическое (вертикальное) демпфирование подшипника (n = 0, 25, 40 тыс. об/мин) в зависимости от частоты воздействия при нагрузке 400 Н

который состоит из четырех колодок, опирающихся на упругие поддерживающие элементы в виде S-образных пружин, демпфирующего слоя из металлической сетки и обоймы (рис. 4). Подобный подшипник обеспечивает максимальную несущую и демпфирующую способность газодинамической опоры. При этом сохраняется способность опоры воспринимать перекосы. Начиная с 1980-х годов металлическая сетка служила в ГТД и ГТУ виброизолятором. Одно из основных преимуществ ее использования в качестве демпфера – слабая чувствительность к колебаниям температуры,

60

В настоящее время наиболее распространены два типа конструкций лепесткового подшипника: с одним или с несколькими гладкими лепестками. Подшипник с одним гладким лепестком и гофрированным элементом обладает преимуществом в монтаже и требует минимального количества регулировочных операций, однако имеет существенный недостаток – сильную анизотропию упругих свойств в окружном направлении [14]. Конструкция подшипника с несколькими лепестками и поддерживающими их гофрированными элементами сложнее с точки зрения изготовления и монтажа, а наличие нескольких зон жесткого закрепления гладких лепестков в обойме может снижать общую надежность конструкции, поскольку в этих зонах (ввиду ряда конструктивных особенностей, подробно рассматриваемых далее) часто имеет место локальное повышение жесткости элементов и, соответственно, концентрация напряжений. Анализ современных патентов выявил множество технических решений, призванных повысить грузоподъемность, демпфирующую способность, ресурс, обеспечить точность монтажа и упростить техническое обслуживание газодинамической опоры. Подшипники с несколькими гладкими лепестками. На рис. 5,а [15] показана конструкция лепесткового подшипника с одним гладким лепестком и двумя поддерживающими гофрированными элементами. Между свободным краем элемента 2a и закрепленным концом элемента 2b, в пролете B, по всей длине гладкий лепесток не имеет опирания. При вращении шейки вала гладкий лепесток деформируется и прогибается таким образом, что конструкция начинает работать как подшипник с двумя сегментами. При этом прогибы гладкого лепестка в зонах L1 и L2 с увеличением частоты вращения ротора становятся больше, а в других зонах – меньше, за счет чего вращающийся вал смещается ближе к своему геометрическому центру O и динамическая устойчивость системы повышается. Кроме того, в зонах L1 и L2 снижаются температурные воздействия на гладкий лепесток. На рис. 5,б представлена аналогичная модификация с двумя гладкими лепестками. Применение двух гладких лепестков позволяет повысить фрикционное демпфирование в опоре за счет трения между ними. На рис. 6,а показан вариант газодинамической опоры с одним гладким лепестком, оба края которого

Рис. 4. Принципиальная схема подшипника с колодками и демпферами из металлической сетки: 1 – колодка; 2 – фланец; 3 – сетка; 4 – пружины; 5 – канавка подачи смазки; 6 – кольцо; 7 – обойма

Рис. 5. Схемы сегментных подшипников [15]: а – с одним лепестком (деформированный лепесток); б – с двумя лепестками; 1 – гладкий лепесток; 2 – гофрированный элемент; 3 – шейка вала

Рис. 6. Схемы подшипников с верхним лепестком, закрепленным с двух сторон: а – работа [15]; б – с частично снятым буртиком [17]; 1 – гладкий лепесток; 2 – гофрированный элемент; 3 – шейка вала

(1a и 1b) установлены в обойме с некоторым радиальным (С1) и окружным (С2) зазором [15]. Это позволяет гладкому лепестку воспринимать окружные и радиальные деформации вне зависимости от направления вращения ротора. Также возможно применение в конструкции двух гладких лепестков для повышения фрик-

ционного демпфирования. Подобная схема крепления использована в патенте [17], где подшипник выполняет также функцию уплотнительного устройства (рис. 6,б) благодаря установленным с обоих торцов буртикам. Необходимо отметить, что узел закрепления двух концов лепестка в [17] недостаточно проработан

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

61

Рис. 7. Схема крепления верхних лепестков [16]: а – типовая; б – модифицированная; 1 – верхний гладкий лепесток; 2 – промежуточный лепесток; 3 – гофрированный элемент; 4 – обойма подшипника

по сравнению с решениями, представленными в [16]. Вопросом, требующим исследования, является влияние перепада давления на торцах подшипника на распределение давления в гидродинамическом клине и его грузоподъемность. По мнению автора [15], сочетая предложенные конструктивные решения, можно получить конструкцию подшипника, обладающую всеми преимуществами рассмотренных опор, – динамически более устойчивую и нечувствительную к направлению вращения вала. Применение в конструкции подшипника двух гладких лепестков позволит повысить не только фрикционное демпфирование, но и надежность и износостойкость основного рабочего элемента подшипника. На рис. 7,а [16] показан лепестковый подшипник с внешним гладким лепестком, промежуточным лепестком и гофрированным элементом. Каждый конструктивный элемент соединен с неподвижной обоймой. Внешний лепесток крепится на обойме загнутой крепежной частью (CS). Наличие в этой части резких перегибов (область CSC) служит источником для возникновения зон концентрации напряжений. Изгибная жесткость гладкого лепестка в указанной зоне довольно высока, и давление газового слоя оказывается недостаточно высоким, чтобы деформировать его. Поэтому в некоторых случаях при выгибании лепестка в зоне сопряжения жесткой крепежной и более гибкой основной части возможен его контакт с вращающимся валом.

62

Во избежание возникновения описанных выше эффектов, снижающих надежность конструкции опоры и износостойкость ее рабочих элементов, сопряжение крепежной и рабочей части лепестка должно выполняться максимально плавным (рис. 7,б). Это позволит исключить зоны концентрации напряжений и локальное повышение изгибной жесткости, а следовательно, нежелательные вибрации в системе ротор – подшипники. В представленной на рис. 7 конструкции подшипника присутствуют два гладких лепестка, что характерно для подшипников третьего поколения. Они обеспечивают повышенное демпфирование в опоре на малой частоте вращения ротора при проходе через резонансные частоты. При колебаниях ротора в подшипниках возникает фрикционное демпфирование, обусловленное проскальзыванием гофрированного элемента и лепестка друг по другу и по корпусу подшипника. Введение дополнительных слоев гладких лепестков между валом и гофрированным элементом способствует увеличению фрикционного демпфирования опоры, что необходимо для ограничения низкочастотных колебаний ротора. На рис. 8 показаны два варианта конструкции подшипника с несколькими лепестками, установленными внахлест. Подшипник [18] (рис. 8,а) с одним верхним гладким лепестком имеет несколько промежуточных гладких лепестков, установленных над гофрированным элементом. Автор [18] предлагает варьировать количество лепестков от одного до пяти, тем самым достигая необходимой величины конструкционного демпфирования. Подшипник, предложенный в [19] (рис. 8,б), отличается от описанного выше тем, что имеет несколько отдельных верхних лепестков, опирающихся на промежуточные гладкие лепестки, установленные над гофрированным элементом. На рис. 9 представлена конструкция подшипника, гладкие лепестки которого устанавливаются внахлест: каждый лепесток имеет рабочую часть 1a и часть 1b, перекрываемую рабочей частью соседнего лепестка [20]. Каждый лепесток закрепляется по центру в канавке 2, и при действии на него давления, возникающего в газовом слое, может иметь место изгиб и поворот лепестка относительно центра закрепления. Поскольку изгибная жесткость лепестка достаточно мала, локальная деформация обеспечивает ступенчатое изменение зазора, создающее гидродинамический скачок эпюры давления и, следовательно, повышение несущей способности подшипника. Представленная конструкция подшипника позволяет добиться более высокого давления в газодинамическом клине наряду с увеличением демпфирующей способности опоры за счет располагаемых внахлест лепестков.

Рис. 8. Схема крепления лепестков внахлест: а – подшипник с одним верхним лепестком [18]; б – подшипник с тремя верхними лепестками [19]; 1 – верхний лепесток; 2–4 – промежуточные гладкие лепестки; 5 – гофрированный элемент

Эпюра 3 иллюстрирует распределение давления для случая установки лепестков с нахлестом, эпюра 4 – распределение давления для более распространенного варианта конструкции подшипника – с одиночным гладким лепестком (линия 5). Заштрихованная зона 6 демонстрирует разницу в эпюрах давления за счет эффекта гидродинамического скачка. На рис. 10 [21] показана конструкция подшипника с подкладными гладкими лепестками, установленными между основным гладким лепестком и гофрированным элементом. При колебаниях вращающегося вала изменение давления передается на гладкий лепесток подшипника 1. Подкладные лепестки 2 обеспечивают рассеяние энергии за счет трения скольжения между их соприкасающимися поверхностями и поверхностью основного лепестка. Таким образом, демпфирование в подшипнике возрастает за счет большого количества зон трения. В конструкциях подшипников с несколькими гладкими лепестками при движении вала лепестки деформируются и перемещаются друг по другу в зоне избыточного давления газодинамического клина. Количественные эффекты, обеспечиваемые конструкцией, продемонстрированы в [22] для трех типов подшипников (рис. 11,а): тип А – верхний (внешний) лепесток, промежуточный (внутренний) лепесток и гофрированный элемент длиной дуги в 360°; тип В – верхний лепесток длиной дуги в 360°, промежуточный лепесток и гофрированный элемент длиной дуги в 120°; тип С – верхний лепесток, промежуточный лепесток и гофрированный элемент длиной дуги в 120°. Результаты получены на экспериментальном стенде при выбеге ротора с рабочей частоты вращения 60 000 об/мин. В подшипнике типа А регистрируются вибрации вала на роторной частоте с максимальной амплитудой до 10 мкм и субгармонические колебания с амплиту-

Рис. 9. Схема подшипника и эпюра давления на лепестках [20]: 1 – гладкий лепесток; 2 – канавка

Рис. 10. Подшипник с подкладными гладкими лепестками [21]: 1 – основной гладкий лепесток; 2 – пакет подкладных гладких лепестков; 3 – гофрированный элемент

дой до 150 мкм на частоте 50, 100 и 150 Гц при частоте вращения более 30 000 об/мин (рис. 11,б). В подшипнике типа В зарегистрированы вибрации вала на роторной частоте с максимальной амплитудой до 35 мкм и субгармонические колебания с амплитудой до 70 мкм на частоте 155 и 167 Гц при частоте вращения более 40 000 об/мин. В подшипнике типа С зафиксированы вибрации вала только на роторной частоте с максимальной амплитудой до 40 мкм.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

63

Рис. 11. Варианты конструкций подшипников с несколькими гладкими лепестками [22]: а – схемы подшипников; б – спектры вибраций подшипников на выбеге ротора с частоты вращения 60 000 об/мин; 1 – вал; 2 – внешний лепесток; 3 – внутренний лепесток; 4 – гофр; 5 – замок; 6 – обойма

Результаты эксперимента, детальное описание которого представлено в [22], подтверждают предположения о высоком конструктивном демпфировании в подшипниках с несколькими гладкими лепестками. Также продемонстрировано, что подшипник с разрезными лепестками (несколько газодинамических клиньев) имеет меньшие вибрации, чем подшипник с одним верхним лепестком. Снижение местной жесткости в зоне закрепления лепестков. Как было отмечено, повышенная локальная жесткость в зоне крепления отрицательно сказывается на грузоподъемности подшипника и ресурсе лепестков, что заставляет искать альтернативные способы крепления лепестков к обойме. На рис. 10 было представлено конструктивное решение, которое позволяет избежать большого изгиба гладкого лепестка в означенной зоне. Подобные конструктивные решения представлены в [21; 23–25]. Во всех модификациях гладкий лепесток одним концом вставляется в специальный паз

64

в обойме подшипника и фиксируется в нем прижимным винтом, что позволяет более точно регулировать его положение относительно вала и обоймы подшипника. Гладкий лепесток по краям имеет утонения, и между вершинами первого и крайнего гофров поддерживающего элемента и поверхностью гладкого лепестка образуется зазор. При приближении вала к зоне закрепления гладкого лепестка последний прогибается при действии даже невысокого избыточного давления, предотвращая контакт с поверхностью вала. Другим техническим решением для снижения жесткости в месте закрепления является конструкция, рассмотренная в [26]. На рис. 12 показаны два варианта конструкции подшипника с гладкими лепестками, на обоих концах которых имеются выступы. При постановке в подшипник гладкий лепесток выступами вставляется в соответствующие пазы в обойме подшипника. Его фиксация обеспечивается реакцией распора. Аналогичные конструктивные решения представлены в [27; 28].

Рис. 12. Схема подшипника с гладким лепестком без жесткого крепления к обойме [26]: а – общая; б – вариант 1; в – вариант 2; 1 – выступ; 2 – паз

Применение анизотропных гофрированных элементов. Регулировать жесткость и количество газодинамических клиньев в подшипнике позволяют анизотропные гофрированные элементы. На рис. 13 показана конструкция подшипника с гофрированным элементом из нескольких групп гофров, соединенных между собой длинными перемычками [20]. На участках, где гофры отсутствуют, гладкий лепесток прогибается под действием давления, увеличивая зазор в этих областях на величину, равную высоте гофров, что создает условия для возникновения по окружности газодинамических клиньев. Еще одним техническим решением является установка гофрированных элементов с переменной высотой и/или шагом расстановки гофров (рис. 14) [21; 23–25; 29]. В большинстве конструкций гофрированный элемент неподвижно закреплен с одного края. Под дейст-

вием давления лепесток и гофрированный элемент деформируются как в радиальном, так и в окружном направлении, из-за чего в зонах контакта возникает их взаимное проскальзывание. Прогиб вершины гофра и взаимное смещение оснований гофра уменьшаются по мере приближения к закрепленному краю гофрированного элемента. Таким образом, жесткость и демпфирование опоры анизотропны в окружном направлении. На рис. 15 [30] показан подшипник с поддерживающим элементом, представляющим собой семейство V-образных упругих элементов, соединенных между собой перемычками. Под действием давления гладкий лепесток прогибается и заставляет деформироваться V-образные упругие элементы, каждый из которых деформируется независимо, не оказывая влияния на соседние. Здесь жесткость и демпфирование опоры изотропны в окружном направлении.

Рис. 13. Схема подшипника с гофрированным элементом с несколькими группами гофров [20]

Рис. 14. Варианты гофрированных элементов [20, 29]

Рис. 15. Подшипник с демпфирующим лепестком и V-образными упругими элементами [30]: 1 – закрепленный край; 2 – гладкий лепесток; 3 – поддерживающий элемент; 4 – обойма; 5 – проскальзывание гладкого лепестка

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

65

Рис. 16. Схемы крепления гофрированных лепестков: а – при помощи скобы [23]; б – последовательное при помощи упорных лапок [25]; в – чередующееся при помощи упорных лапок [25]; 1 – гофрированный элемент; 2 – зажимная скоба / упорная лапка; 3 – обойма; 4 – паз

Существует ряд конструктивных решений, позволяющих не устранить полностью, но уменьшить анизотропию упругих свойств опоры в окружном направлении. На рис. 16,а [23] представлена конструкция подшипника с тремя поддерживающими гофрированными элементами, крепящимися к обойме посередине при помощи зажимной скобы. Такой способ закрепления позволяет значительно снизить неравномерность деформаций от гофра к гофру за счет уменьшения его свободной длины в окружном направлении. Для лучшей фиксации концы зажимной скобы могут выполняться удлиненными и при установке в подшипник загибаться

за внешнюю поверхность обоймы. На рис. 16,б,в [25] представлена схожая по принципу действия и преимуществам конструкция, где фиксация гофрированного элемента осуществляется посредством упорных лапок, которыми гофрированный элемент вставляется в пазы в обойме с одного края. Количество гофрированных элементов необходимо увеличить в два раза, по сравнению с конструкцией на рис. 16,а, для снижения анизотропии упругих свойств опоры в окружном направлении. Гофрированные элементы могут располагаться в обойме таким образом, что закрепленный конец следующего элемента

Рис. 17. Конструкция подшипника с демпфирующим слоем из металлической сетки: а – общий вид; б – место закрепления внешнего лепестка (вал вращается по часовой стрелке); в – структура металлической сетки (сплетенная проволка) [37]; г – схема сборки подшипника; 1 – внешний лепесток; 2 – металлическая сетка; 3 – обойма; 4 – замок для фиксации внешнего лепестка; 5 – отверстия для фиксации лепестка

66

соседствует со свободным краем предыдущего (рис. 16,б), а могут располагаться свободными краями навстречу друг другу (рис. 16,в).

Подшипники с демпфирующим слоем из металлической сетки. Одна из последних разработок – использование в основании гладкого лепестка металлической

Рис. 18. Схема лепесткового подшипника с металлической сеткой [40]: а – поперечное сечение; б – продольное сечение – три сегмента с разной плотностью сетки; 1 – обойма; 2 – картридж из металлической сетки; 3 – внешний гладкий лепесток; 4 – вал Таблица. Коэффициент рассеяния Тип подшипника Подшипник с металлической сеткой Подшипник с гофрами

Направление действия силы, град

Жесткость, МН/м

Максимальное статическое смещение, мм

Коэффициент рассеяния

45 90 45 90

0,27 0,29 0,26 0,25

0,163 0,148 0,184 0,187

0,27 0,34 0,12 0,13

Рис. 19. Сравнение характеристик лепестковых подшипников [38]: а – подшипник с металлической сеткой; б – подшипник с гофрированным элементом (1-е поколение); 1 – закрепление внешнего лепестка

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

67

сетки в качестве упругого элемента и демпфера. Лепестковый подшипник с металлической сеткой является недорогим упругодемпферным газовым подшипником, который может применяться при высокой частоте вращения и высокой температуре, так как металлическая сетка малочувствительна к температурным колебаниям. Исследованию лепестковых подшипников с металлической сеткой посвящено большое количество работ [31–39]. Типовая конструкция такого подшипника представлена на рис. 17. Конструктивное решение для лепесткового подшипника с металлической сеткой представлено в [40]. В обойму подшипника устанавливается картридж из металлической сетки, покрытый сверху гладким лепестком (рис. 18,а). При этом плотность заполнения и диаметр проволоки в картридже могут изменяться

в осевом направлении непрерывно или ступенчато, как показано на рис. 18,б, где выделено три области с различными свойствами проволоки: 2А, 2В, 2С. По характеристикам конструкционного демпфирования подшипники с металлической сеткой существенно превзошли лепестковые подшипники с гофрированными элементами (рис. 19) [38]. Нагрузки для обеих конструкций прикладывались в двух плоскостях: горизонтальной плоскости и под углом 45° к горизонтали. Характеристики жесткости и петля гистерезиса для подшипника с металлической сеткой в обоих вариантах нагружения практически идентичны и не зависят от приближения к месту закрепления лепестка, что может свидетельствовать об изотропии их жесткости (рис. 19,а). Для подшипника с гофрированным элементом (рис. 19,б) при смещении в горизонтальной плос-

Рис. 20. Сравнение характеристик жесткости лепесткового подшипника с металлической сеткой, n = 0 ( ) и 30 000 об/мин ( ) [37]: а – плотность сетки 13,1%; б – плотность сетки 23,2%; в – плотность сетки 31,6%

68

Рис. 21. Динамические характеристики лепесткового подшипника с металлической сеткой, n = 0 ( ) и 30 000 об/мин ( ) [37]: а – линеаризованная жесткость; б – энергия диссипации; в – коэффициент демпфирования; г – сравнение с характеристикой подшипника с гофрами

кости характеристика жесткости имеет пологий участок, совпадающий с номинальным зазором в подшипнике, а при смещении под углом 45° к горизонтали не демонстрирует связи с радиальным зазором. Коэффициент рассеяния для подшипников обоих типов при разных вариантах нагружения представлен в таблице. Для подшипника с металлической сеткой он в 2–3 раза выше. В работе [37] представлены результаты испытаний лепесткового подшипника с металлической сеткой разной плотности: 13,1; 23,2 и 31,6%. Результаты эксперимента при статическом нагружении силой ± 70 Н для невращающегося вала и при частоте вращения 30×103 об/мин представлены на рис. 20. Отклик на перемещение вверх-вниз является существенно нелинейным. Как и в предыдущей работе, влияния зазора на характеристику жесткости не выявлено. Для всех рассмотренных случаев характерна большая площадь петли гистерезиса по сравнению с лепестковым подшипником. Поведение конструкции при невращающемся вале и при частоте вращения 30×103 об/мин одинаково, т.е. влияние жесткости газовой смазки на статические характеристики несущественно. Линеаризованная жесткость растет с увеличением плотности металлической сетки в подшипнике (рис. 21,а). Энергия диссипации и коэффициент демпфирования

незначительно снижаются при увеличении плотности сетки до 23,2% и существенно возрастают при плотности сетки 31,6% (рис. 21,б,в). Сравнительная характеристика подшипника с металлической сеткой и подшипника с гофрированным элементом, аналогичная представленной на рис. 19, приведена на рис. 21,г. В работе [31] исследовано влияние наличия слоя металлической сетки на амплитуду колебаний ротора при его прохождении через резонансные частоты, а также на устойчивость квазистационарных орбит. Испытания подтвердили значительное влияние металлической сетки на динамику системы ротор – подшипники. В диапазоне рабочих температур 54…99°С демпфирующая способность слоя металлической сетки остается практически неизменной [32]. При более высоких температурах зафиксировано уменьшение жесткости газодинамической опоры. В работе [33] рассмотрены подшипники с одинаковым слоем металлической сетки, но из разных материалов: стали и меди. Для обоих слоев с уменьшением температуры возрастает жесткость подшипника. Демпфирование подшипника со стальной металлической сеткой не зависит от изменения температуры. В подшипнике с сеткой из меди наблюдается сильная зависимость демпфирования от температуры. Максимальная демпфирующая

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

69

способность для подшипника со слоем сетки из меди достигается при температуре минус 190°С. Сухое трение и гистерезис материала определяют демпфирующую способность слоя металлической сетки [34]. Ряд экспериментов с динамическим нагружением опоры со слоем из металлической сетки показал, что жесткость и демпфирование опоры нелинейно зависят от амплитуды вибраций вала и его частоты вращения. В работе [35] приведены эмпирически полученные зависимости для вычисления характеристик жесткости и демпфирования рассматриваемого вида опор, которые учитывают геометрию подшипника, плотность набивки материала в металлическом слое. Приведенный модуль упругости материала определен на основе экспериментальных данных. Авторами работы [36], посвященной исследованию зависимости характеристик жесткости и демпфирования подшипника от амплитуды колебаний ротора, частоты возмущения и величины эксцентриситета, сделан вывод, что демпфирование в опоре не зависит от величины эксцентриситета. Успешные испытания лепесткового газового подшипника с металлической сеткой в опорах ротора компрессора весом 57 кг с максимальной частотой вращения 9000 об/мин [39] продемонстрировали возможность применения подшипников с металлической сеткой в качестве опор роторов, в том числе тяжелых и низкооборотных. Гибридные подшипники. Применение лепестковых газовых подшипников в опорах роторов полноразмерных ГТД и ГТУ [1–3] требует интеграции в конструкцию опоры дополнительных устройств, обеспечивающих подъемную силу при пуске-останове и компенсирующих часть радиальной нагрузки в тихоходных роторах. Требуемых характеристик можно добиться, применяя опоры, где совместное действие газодинамического клина в слое смазки и электромагнитных сил в активном магнитном подшипнике (или газостатического подвеса) обеспечивают более высокую грузоподъемность, минимизируют момент трения при запуске. Наличие системы управления гибридным подвесом обеспечивает возможность управления динамической жесткостью системы для гашения вибраций ротора при проходе через резонансные режимы. На рис. 4 была представлена конструкция подшипника с четырьмя колодками, опирающимися на упругие поддерживающие элементы в виде S-образных пружин и демпфирующий слой из металлической сетки, состоящий из двух половин [13]. Пружины Sобразной формы позволяют колодкам перемещаться в радиальном направлении и совершать поворот вокруг пяты. Другой особенностью рассматриваемого гибридного подшипника является наличие на колодке асимметричной канавки (см. рис. 4), в которой за счет

70

Рис. 22. Схема гибридного магнитогазодинамического подшипника [41]: 1 – газовый лепестковый подшипник; 2 – магнитный подшипник; 3 – вал

Рис. 23. Результаты испытаний подшипников [42]: 1 – область резонанса по 1-й собственной форме; 2 – область резонанса по 2-й собственной форме

Рис. 24. Активный магнитогазодинамический подшипник [44]: 1 – замок внешнего лепестка; 2 – вал; 3 – полюс магнитного подшипника; 4 – обойма подшипника; 5 – магнитный подшипник; 6 – лепестковый подшипник

подвода смазки может нагнетаться дополнительное давление. Канавка, асимметрично расположенная относительно колодки, позволяет контролировать взаимное расположение колодки и вращающейся цапфы вала. Слой из металлической сетки способствует повышению демпфирующей способности подшипника. В конструкции также реализована возможность управления величиной номинального зазора. При установке в подшипник вала на него действует сила предварительного подпора со стороны колодок, создаваемая за счет предварительного сжатия S-образных пружин. Всплытие вала не произойдет, пока давление в зазоре не станет достаточным для того, чтобы результирующая сила, действующая на каждую колодку, превзошла

силу упругого подпора и обеспечила раздачу колодок (зазор между поверхностями вала и колодок). При упругом подпоре вала со стороны колодок величина зазора для каждой частоты вращения вала будет меньше, чем в случае положительного номинального зазора. Поэтому подъемная сила в подшипнике, где вал устанавливается с натягом, будет больше, чем для конструкции с зазором. Разработка гибридного магнитогазодинамического подшипника также является одним из направлений увеличения грузоподъемности газодинамических лепестковых опор. Однако габаритные размеры магнитных подшипников существенно снижают область их применения в существующих ГТД и ГТУ.

Рис. 25. Динамика ротора турбокомпрессора [45]: а – амплитудно-частотная характеристика; б – орбиты подшипника

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

71

Следствием этого является достаточно ограниченный спектр патентных разработок [41–43] и аналитических статей [44–46] по данной тематике. В [41] представлена конструкция гибридного подшипника (рис. 22), включающая в себя газовый лепестковый подшипник и магнитный подшипник. При запуске ротора, когда газовая смазка не может обеспечить необходимую подъемную силу, магнитный подшипник создает вертикальную силу, компенсирующую вес ротора. Отключение магнитного подшипника на рабочих оборотах не повлечет отказа системы, так как основная подъемная сила обеспечивается газовой смазкой. В [42] приведены сравнительные характеристики динамики ротора, опирающегося на лепестковые газовые подшипники и активные магнитогазодинамические подшипники традиционной и модернизированной конструкции. Магнитный подшипник включался в работу при достижении частоты вращения ротора 90% от критической и отключался при 110%. Так, на рис. 23 представлена амплитудно-частотная диаграмма, где кривая С – вибрации ротора в газовом подшипнике; кривая D – колебания ротора при включенном активном магнитном подшипнике; цифры 1 и 2 – области резоанса по 1-й и 2-й формам собственных колебаний. В сравнении с другими патентами в [43] приведена наименее проработанная конструкция активного магнитогазодинамического подшипника. Небольшое

количество конструктивных проработок подшипников данного типа объясняется сложностью компоновки двух систем и необходимостью математического моделирования и экспериментального исследования таких конструкций (рис. 24). Одним из основных этапов при разработке магнитогазодинамического подшипника является определение его характеристик при стационарной работе. Эти данные являются основой будущей системы управления опорой. Первоначально характеристики подшипника [44] могут быть определены численно. Экспериментальные результаты исследования динамики ротора турбокомпрессора на магнитогазодинамическом подшипнике в сравнении с газовым подшипником приведены в работе [45]. Включение в работу активного магнитного подшипника позволяет добиться существенного снижения амплитуды вибраций ротора при проходе резонансных частот: 7200 и 12660 об/мин. При любой напряженности магнитного поля амплитуда колебаний ротора не превышает 50 мкм (рис. 25,а). Также при увеличении напряженности магнитного поля орбита ротора приближается к центру подшипника (рис. 25,б), что свидетельствует о способности электромагнитного поля стабилизировать подшипник на заданной орбите. Изменяя напряженность электромагнитного поля, можно варьировать жесткость подшипника для обеспечения требуемой грузоподъемности и колебаний ротора в заданном диапазоне

Рис. 26. Орбиты ротора в подшипниках [45]: а – при включении активного магнитного подшипника; б – при выключении активного магнитного подшипника

72

Рис. 27. Ротор и подшипники испытательного стенда [46]: а – магнитный подшипник 1; б – лепестковый подшипник; в – магнитный подшипник 2; г – ротор

амплитуды. Эффект снижения амплитуды колебаний и стабилизации орбиты ротора при включении активного магнитного подшипника на частоте 14 400 об/мин во время первоначального запуска только на газовой смазке продемонстрирован на рис. 26. Там же приведены результаты при отключении магнитного подшипника на частоте вращения 17 520 об/мин. Подобным образом была исследована конструкция ротора, представленная на рис. 27 [46]. Испытания показали, что гибридный магнитогазодинамический подшипник способен существенно уменьшать амплитуды резонансных колебаний ротора: в спектре ротора отсутствуют как субгармонические колебания, так и колебания кратные дробным составляющим роторной частоты.

Конструктивные решения для улучшения охлаждения опоры При малой скорости вращения ротора объем газа, протекающего через подшипник, мал, вследствие чего в нем растет температура [47]. При существенном повышении температуры, имеющем место, например, в блоке турбины, снижается модуль упругости

материала лепестков и, как следствие, уменьшается их изгибная жесткость. Для предотвращения перегрева рабочих элементов газодинамического подшипника в конструкции подшипника возможно предусмотреть ряд решений, обеспечивающих его охлаждение. На рис. 28 [20] показан подшипник, в обойме которого прорезаны канавки для установки в них гладкого лепестка и гофрированного элемента, образующих каналы, по которым проходит охлаждающий поток. Канавки могут быть закупорены с одной стороны или прорезаны не на всю осевую длину подшипника, в этом случае при наличии дополнительных прорезей охлаждающий поток может быть перенаправлен в окружном направлении, что обеспечит более эффективное охлаждение рабочих элементов подшипника – по всей поверхности.

Работы ЦИАМ в направлении создания перспективных конструкций лепестковых газовых подшипников В рамках программы по созданию демонстраторов малоразмерных ГТД и ГТУ с роторами, опертыми в лепестковые газовые подшипники, реализуется расчетно-экспериментальный подход с разработкой и испытанием линейки лепестковых газовых подшипников [4; 7; 8; 14; 48; 49]. В рамках этого подхода разработана комплексная математическая модель, позволяющая проводить исследования характеристик лепестковых газовых подшипников различной конструкции. Математическая модель верифицируется по экспериментальным данным, получаемым на стенде для испытаний изолированных подшипников (рис. 29). Испытания позволяют определить характеристики подшипников различных конструкций (рис. 30). Конструкция стенда унифицирована для возможности испытания линейки типоразмеров подшипников

Рис. 28. Схема дополнительного охлаждения подшипника [20]: 1 – обойма; 2 – канавка; 3 – гладкий лепесток; 4 – гофрированный элемент; 5 – охлаждающий поток; 6 – дополнительные прорези

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

73

Рис. 29. Элементы радиального подшипника первого (а) и второго (б) поколения

Рис. 30. Стенд для испытаний лепестковых газовых подшипников

различной конструкции. Благодаря интегрированной в стенд системе регистрации перемещений вала реализуется обработка данных эксперимента в рамках комплексной расчетно-экспериментальной методики, что позволяет оптимизировать число испытаний, качественно улучшить точность математических моделей и интерпретацию результатов экспериментальных пусков.

Заключение На основе анализа патентов и статьей, содержащих результаты экспериментальных исследований лепестковых газовых подшипников разного поколения, определены группы конструктивных решений, позволяющих

увеличить грузоподъемность подшипника и ресурс опоры. Управление жесткостью опоры достигается как применением нескольких гладких лепестков, так и использованием гофрированных элементов сложной конструкции. Применение нескольких гладких лепестков позволяет обеспечить «скачок» толщины слоя смазки и, соответственно, повышение давления смазки в зазоре. Различные конструкции гофрированных элементов позволяют уменьшить утечку газа по краям подшипника, управлять анизотропией жесткости в окружном и осевом направлении. Специальная конструкция гофрированного элемента также позволяет создать несколько гидродинамических клиньев в подшипнике, что положительно сказывается на его устойчивости. Проведен анализ конструктивных решений, позволяющих увеличить конструктивное демпфирование в подшипнике. В большинстве конструкций это достигается за счет рассеяния энергии при трении деформирующихся лепестков – используется несколько гладких лепестков и гофрированных элементов. Наилучшие результаты по демпфирующей способности демонстрируют подшипники с поддерживающими гладкий лепесток картриджами из металлической сетки. Ограниченная грузоподъемность газовой смазки, в особенности при малой частоте вращения, определяет разработку специальных конструкций лепестков и увеличение размеров опор для повышения их грузоподъемности и демпфирующей способности. Совместное действие газодинамических и электромагнитных сил позволяет добиться существенного повышения грузоподъемности подшипника при запуске и проходе через резонансные режимы. При разработке опор для «сухого» двигателя необходимо ориентироваться на перспективные газовые подшипники с конструкцией лепестков, обеспечивающей повышенную грузоподъемность и демпфирование, а также развивать технологии гибридных опор, в которых лепестковый подшипник дополнен магнитным или газостатическим подшипником. Представленные в обзоре конструктивные элементы газовых и гибридных опор могут быть использованы как базовые решения для современной опоры «сухого» двигателя.

Литература / References 1. DellaCorte C., Bruckner R.J. Remaining Technical Challenges and Future Plans for Oil-Free Turbomachinery: prepared for the Turbo Expo 2010 sponsored by the ASME, Glasgow, Scotland, United Kingdom, June 14–18, 2010 / NASA. Cleveland: Glenn Research Center, August 2010. NASA/TM–2010-216762. GT2010–22086.

2. DellaCorte C. Oil-Free Shaft Support System Rotordynamics: Past, Present and Future Challenges and Opportunities: prepared for the 8th International Conference on Rotor Dynamics sponsored by the IFToMM, Seoul, Korea, September 12–15, 2010 / NASA. Cleveland: Glenn Research Center, April 2011. NASA/TM–2011-217003.

74

3. Темис М.Ю., Гаврилов В.В. Тенденции применения лепестковых газовых подшипников в опорах ГТУ и ГТД (обзор) // Авиационные двигатели. 2020. № 1 (6). С. 71–79.

Temis M.Yu., Gavrilov V.V. Tendentsii primeneniia lepestkovykh gazovykh podshipnikov v oporakh GTU i GTD (obzor) [Trends in Application of Foil Gas Bearings in GTU and GTE Supports (review)]. Aviation Engines, 2020.

No. 1 (6). P. 71–79.

4. Темис М.Ю., Гаврилов В.В., Егоров А.М. Методика создания демонстратора малоразмерного газотурбинного двигателя с ротором на газовых опорах на базе существующей конструкции // Авиационные двигатели. 2019. № 1 (2). С. 61–74.

Temis M.Yu., Gavrilov V.V., Egorov A.M. Metodika sozdaniia demonstratora malorazmernogo gazoturbinnogo dvigatelia s rotorom na gazovykh oporakh na baze sushchestvuiushchei konstruktsii [Development Methodology of Compact Gas Turbine Engine Demonstrator with Rotor in Gas Bearing Basing upon Existing Structure]. Aviation Engines, 2019. No. 1 (2). P. 61–74.

5. DellaCorte C., Valco M.J. Load Capacity Estimation of Foil Air Journal Bearings for Oil-Free Turbomachinery Applications // Tribology Transactions. 2000. Vol. 43, iss. 4. P. 795–801.

6. Howard S.A., Bruckner R.J., Radil K.C. Advancements Toward Oil-Free Rotorcraft Propulsion : prepared for 65th Annual Forum and Technology Display (AHS Forum 65) sponsored by the American Helicopter Society, Grapevine, Texas, May 27–29, 2009 / NASA. Cleveland: Glenn Research Center, March 2010. NASA/TM–2010-216094.

7. Temis J.M., Temis M.J., Mescheryakov A.B. Elastohydrodynamic Contact Theory in Foil Gas Bearing // Proc. of the 4rd Intern. Symp. on Stability Control of Rotating Machinery (ISCORMA-4), Calgary, Canada, 2007. P. 228–238.

8. Темис Ю.М., Темис М.Ю., Мещеряков А.Б. Модель газодинамического лепесткового подшипника // Трение и износ. 2011. Т. 32, № 3. С. 212–220.

Temis Iu.M., Temis M.Iu., Meshcheriakov A.B. Model' gazodinamicheskogo lepestkovogo podshipnika [Gas-Dynamic Foil Bearing Model]. Friction and Wear, 2011. Issue 32. No. 3. P. 212–220.

9. Roger Ku C.P., Heshmat H. Compliant Foil Bearing Structural Stiffness Analysis: Part 1 — Theoretical Model Including Strip and Variable Bump Foil Geometry // Journal of Tribology. 1992. Vol. 114, iss. 2. P. 394–400.

10. Peng Z.-C., Khonsari M.M. Hydrodynamic Analysis of Compliant Foil Air Bearings with Compressible Air Flow // Journal of Tribology. 2004. Vol. 126, iss. 3. P. 542–546.

11. Radil K., Szezotek M. An Experimental Investigation into the Temperature Profile of a Compliant Foil Air Bearing: prepared for the 2004 Annual Meeting and Exhibition sponsored by the Society of Tribologists and Lubrication Engineers, Toronto, Canada, May 17–20, 2004 / NASA; U.S. Army Research Laboratory. Cleveland: Glenn Research Center, May 2004. 15 p. NASA/TM–2004-213100, ARL-TR-3200.

12. A Comparison of the Steady-State and Dynamic Performance of First- and Second-Generation Foil Bearings / M.J. Conlon, A. Dadouche, W.M. Dmochowski, R. Payette, J.-P. Be´dard. 2010. (ASME Turbo Expo 2010; GT2010-23683).

13. Ertas B.H. Compliant Hybrid Journal Bearings Using Integral Wire Mesh Dampers // Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. 2009. Vol. 131, iss. 2. Art. 022503.

14. Investigation of Dynamic Behavior of Auxiliary Power Unit with Rotor in Gas Foil Bearings / J.M. Temis, M.J. Temis, A.M. Egorov, V.V. Gavrilov // Proc. of ISROMAC-2016, Honolulu, Hawaii, USA, 10–15 Apr., 2016. P. 281–290.

15. Journal-Foil Air Bearing: Patent US 8,353,631 B2 / K.S. Kim; assignee Neuros Co. Date of patent Jan. 15, 2013; appl.

No. 12/568,701; filed Sept. 29, 2009.

16. Dynamic Foil Gas Bearing: Patent US 8,475,048 B2 / Y. Kume, N. Mizojiri; assignee Honda Motor Co. Date of patent Jul. 2, 2013; appl. No. 13/076,036; filed Mar. 30, 2011.

17. Radial Foil Bearing with Sealing Function: Patent Application US 2010/0177997 Al / Heon Seok Lee; assignee Kturbo Inc. Publication date 15 July, 2010.

18. Лепестковый газодинамический подшипник: патент RU 2350794 С1 / Ермилов Ю.И. № 2007130761/11; заявл.

13.08.2007; опубл. 27.03.2009, Бюл. № 9.

Lepestkovyi gazodinamicheskii podshipnik [Foil Gasdynamic Bearing]. Ermilov Iu.I. Patent RF, no. 2350794. 2009.

19. Многолепестковый газодинамический подшипник: патент RU 2350795 С1 / Ермилов Ю.И. № 2007130762/11; заявл. 13.08.2007; опубл. 27.03.2009, Бюл. № 9.

Mnogolepestkovyi gazodinamicheskii podshipnik [Multifoil Gasdynamic Bearing]. Ermilov Iu.I. Patent RF, no. 2350795. 2009.

20. Foil Journal Bearing Applicable to High Speed Machining Center: Patent US 8,801,290 / Heshmat Hooshang; assignee Mohawk Innovative Technology. Date of patent: Aug. 12, 2014; appl. No. 13/441,807; filed Apr. 6, 2012.

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

75

21. Radial Foil Bearing: Patent US 8,944,686 B2 / N. Omori; assignee IHI Corporation. Date of patent Feb. 3, 2015; appl. No. 14/167,284; filed Jan. 29, 2014.

22. Rotordynamic Performance Measurements and Predictions of a Rotor Supported on Multilayer Gas Foil Journal Bearings for Microturbomachinery / J. Lee, Y.M. Kim, M.S. Park et al. 2016. (ASME Turbo Expo 2016; GT2016-56283).

23. Radial Foil Bearing: Patent US 8,845,193 / N. Omori; assignee IHI Corporation. Date of patent Sept. 30, 2014; appl. No. 14/167,414; filed Jan. 29, 2014.

24. Radial Foil Bearing: Patent US 8,944,687 B2 / N. Omori; assignee IHI Corporation. Date of patent Febr. 3, 2015; appl. No. 14/235,817; filed July 25, 2012.

25. Radial Foil Bearing: Patent US 8,944,688 / N. Omori; assignee IHI Corporation. Date of patent Febr. 3, 2015; appl. No. 14/246,507 ; filed Apr. 7, 2014.

26. Radial Foil Bearing: Patent US 9,011,008 B2 / N. Omori; assignee IHI Corporation. Date of patent Apr. 21, 2015; appl.

No. 14/233,006; filed July 6, 2012. PST No. PCT/JP2012/067384; date Jan. 15, 2014; PST publ. No. WO2013/015098; PST pub. date Jan. 31, 2013.

27. Radial Foil Bearing: Patent EP 2735751 B1 / N. Omori; assignee IHI Corporation. PST No. PCT/JP2012/067384; date Jan. 15, 2014; PST pub. No. WO2013/015098; PST pub. date Jan. 31, 2013.

28. Radial Foil Bearing: Patent US 9,366,286 / N. Omori; assignee IHI Corporation. Date of patent June 14, 2016; appl.

No. 14/496,322; filed Sept. 25, 2014.

29. Radial Foil Bearing: Patent US 7,494,282 B2 / Heon Seok Lee; assignee Kturbo Inc. Date of patent Febr. 24, 2009; appl. No. 10/597,957; filed Febr. 14, 2005.

30. Foil Bearing: Patent US 8,360,645 / N. Omori; assignee IHI Corporation. Date of patent Jan. 29, 2013; appl.

No. 12/997,236; filed Jan. 21, 2009.

31. Vibration Problem in the LE-7 LH2 Turbopump / A. Okayasu, T. Ohta, T. Azuma, T. Fujita, H. Aoki. 1990. (26th Joint Propulsion Conference; AIAA-1990-2250).

32. Zarzour M.J. Experimental Evaluation of a Metal Mesh Bearing Damper in a High Speed Test Rig: a thesis … master of science, Texas A&M University. College Station, TX, 1999.

33. Ertas B.H., Al-Khateeb E.M., Vance J.M. Rotordynamic Bearing Dampers for Cryogenic Rocket Engine Turbopumps // Journal of Propulsion and Power. 2003. Vol. 119, nr 4. P. 674–682.

34. Al-Khateeb E.M. Design, Modeling and Experimental Investigation of Wire Mesh Vibration Dampers: a thesis … doctor of philosophy, Texas A&M University. College Station, TX, 2002.

35. Choudhry V.V., Vance J.M. Design Equations for Wire Mesh Bearing Dampers in Turbomachinery. 2005. (ASME Turbo Expo; GT 2005-68641).

36. Ertas B.H., Luo H. Nonlinear Dynamic Characterization of Oil-Free Mesh Dampers. 2007. (ASME 2007 International Design Engineering Technical Conference & Computers and Information in Engineering Conference; DETC2007/VIB34655).

37. Effects of Mesh Density on Static Load Performance of Metal Mesh Gas Foil Bearings / Yong-Bok Lee, Chang Ho Kim, Tae Ho Kim et al. 2011. (ASME Turbo Expo 2011; GT2011-46589).

38. San Andrés L., Chirathadam T.A. A Metal Mesh Foil Bearing and a Bump-Type Foil Bearing: Comparison of Performance for Two Similar Size Gas Bearings. 2012. (ASME Turbo Expo 2012; GT2012-68437).

39. Santiago O. De, Solórzano V. Experiments with Scaled Foil Bearings in a Test Compressor Rotor. 2013. (ASME Turbo Expo 2013; GT2013-94087).

40. Foil Bearing and Spindle Device Using the Same: Patent US 6,848,828 B2 / H. Nishijima, Y. Fujikawa; assignee NTN Corporation. Date of patent Febr. 1, 2005; appl. No. 10/377,757; filed March 4, 2003.

41. Turbine Engine Powered System with Hybrid Bearing: Patent US 8,531,071 B2 / S.A. Klusman; assignee Rolls-Royce Corporation. Date of patent Sept. 10, 2013; appl. No. 12/906,326; filed Oct. 18, 2010.

42. Airfoil-Magnetic Hybrid Bearing and a Control System Thereof: Patent US 8,772,992 B2 / Y.B. Lee, Ch.H. Kim, S.J. Kim, S.H. Lee, H.S. Kim; assignee Korea Inst. of Science and Technology. Date of patent July 8, 2014; appl. No. 12/739,590; filed Nov. 19, 2007.

43. An Integrated Magnetic/Foil Bearing and Methods for Supporting a Shaft Journal Using the Same: WO2007/011366 A3 / G.K. Foshage, E.C. Lovelace; applicant Satcon Technology Corporation. Publ. date: 25.01.2007; intern. appl.

No. PCT/US2005/029282; intern. filing date 16.08.2005.

44. Tian Y., Sun Y., Yu L. Steady-State Control of Hybrid Foil-Magnetic Bearings. (ASME Turbo Expo 2012; GT201268394).

76

45. Rigid Mode Vibration Control and Dynamic Behavior of Hybrid Foil-Magnetic Bearing (HFMB) Turbo Blower / Sena Jeong, Jungwan Kim, Doyoung Jeon, Yong Bok Lee. (ASME Turbo Expo 2016; GT2016-57712).

46. Vibration Control of a Flexible Shaft Supported by a Hybrid Foil-Magnetic Bearing / Se-Na Jeong, H.-J. Ahn, S.-J. Kim, Y.B. Lee. 2010. (The 8th IFToMM International Conference on Rotor Dynamics TuD1-1, KIST, Seoul, Korea, September 2010).

47. Bruckner R.J., Puleo B.J. Compliant Foil Journal Bearing Performance at Alternate Pressures and Temperatures. 2008.

(ASME Turbo Expo 2008; GT2008-50174).

48. Numerical and Experimental Investigation of Rotor-simulator in Foil Gasdynamic Bearings for Compact Gas Turbine / J.M. Temis, M.J. Temis, A.M. Egorov, V.V. Gavrilov // Proceedings of the 9th IFToMM International Conference on Rotor Dynamics / P. Penacci (ed.). Springer, 2015. (Mechanisms and Mashine Science; vol. 21). P. 1247–1258.

49. Dynamics of Compact Gas Turbine Rotor Supported By Gas Bearings / J.M. Temis, M.J. Temis, A.M. Egorov, A.B. Meshcheryakov // 8th IFToMM International Conference on Rotor Dynamics 2010, Seoul, Korea, 12–15 September 2010. Curran Associates, 2012. Vol. 2. P. 678–684. Материалы получены редакцией 20.12.2019

Авиационные двигатели l 2 (7) l 2020

77