В современном мире широко используются авиационные газотурбинные установки в в различных областях науки и техники. Поэтому встает необходимость в более точном контроле для повышения безопасности эксплуатации газоперекачивающих аппаратов используемых в насосных станциях при перекачке топлива. В процессе эксплуатации заметно снижаются показатели мощности. При эксплуатации ГТУ в ГПА происходит предел по наработке. Встречается ряд дефектов, проявление которых на горячих режимах способно вызвать серьезные разрушения элементов газовоздушного тракта. Диагностирование на холодном режиме по акустических характеристикам при небольших скоростях ставит своей целью выявление тех дефектов, которые не могут быть определены на горячих режимах. Концентрации различных соединений образующихся в процессе сгорания топливно-воздушной среды зависит от режимов работы ГТУ. Одним из путей снижения экологических выбросов в атмосферу и повышение экологической безопасности ГТУ послужит переход на эксплуатацию по техническому состоянию. Наиболее перспективным методом для оценки технического состояния турбин ГПА является акустический метод диагностирования проточной части двигателя, который, в настоящее время внедряется на предприятиях для оценки годности двигателя в процессе испытаний [1,2]. Строительство, замена и модернизация различных узлов и агрегатов это конечно приносит результат, но не всегда экономично. В последнее время получили широкое распространение методы с использованием математической модели ГПА ГТУ, используемые при диагностике авиационных ГТД, но эти методы не достаточно точны, так как они обобщают индивидуальные характеристики двигателя. Фактом, оказавшим влияние на выбор принятого направления исследований, стал один из характерных дефектов проточной части ГТУ -прогар лопаток неподвижного соплового аппарата турбины. Появление этого дефекта связано с нарушением системы охлаждения лопаток соплового аппарата. Например, из-за попадания в дефлектор частиц истираемого уплотнения над лопатками последних ступеней компрессора. В настоящее время данный дефект в эксплуатации обнаруживается лишь при периодических осмотрах эндоскопами, хотя развитие дефекта от зарождения до почти полного выгорания одной или нескольких лопаток происходит за очень короткий промежуток времени — от нескольких минут до нескольких часов.
Диагностические исследования проводились в лаборатории технической диагностики. Она состоит из акустического бокса, диагностической установки, систем воздухопитания, электропитания, управления, измерения, сбора и обработки акустических и газодинамических параметров. Акустический бокс представляет собой заглушенную камеру, размещенную в отдельном изолированном помещении. Система воздухопитания предназначена для обеспечения и поддержания заданного расхода воздуха через продуваемую модель. Система воздухопитания обеспечивает расход воздуха до 1 кг/с и среднюю скорость потока до 45 м/с. Для измерения акустических параметров воздушного потока, продуваемого через модель, использован анализатор спектра 01012 фирмы RFT. Выбор блока камеры сгорания, как объекта исследования, обусловлен возможностью имитировать один из наиболее характерных дефектов проточной части двигателя. Жаровая труба и сопловой аппарат турбины, конструктивно входящие в камеру сгорания, наиболее подвержены разрушающему воздействию высокотемпературного скоростного газового потока, поэтому прогары, нагарообразование и коробление жаровой трубы и соплового аппарата являются распространенными дефектами проточной части двигателя. Применение модели взамен реальной камеры сгорания вызвано техническими возможностями системы. Оно позволило снизить затраты на продувку. Расчет показывает, что для продувки на одних и тех же скоростях камеры сгорания и приведенной модели требовалось подводить энергию в соотношении 8:1. Применение модели позволило упростить конструкцию и снизить стоимость вентилятора, системы воздушных магистралей и системы электропитания. Далее уменьшить до приемлемых размеров полезный объем и площадь эхопоглощающего покрытия акустического бокса, а применение теории подобия позволило уменьшить погрешности, вызванные моделированием. Использование в модели натурных лопаток соплового аппарата блока камеры сгорания двигателя позволило с наибольшей точностью смоделировать процесс обтекания лопаток газовым потоком. Для испытаний было отобрано семь сопловых лопаток 1-й ступени турбины двигателя НК-8, одна из которых, не имеющая дефекта, обозначена индексом «Э», а остальные шесть лопаток имеют прогары различной степени передней и задней кромок, а также спинки и обозначены по мере роста масштаба дефекта от «Д1» до»Д6»
Рис. 1. Размещение микрофона при измерениях
На координатнике зондирования выходной струи устанавливался микрофон в положение соответствующее х/l=0,3, как показано на рис.1. Расстояние х/l=0,3 соответствует положению микрофона над третьей лопаткой слева. На модели блока камеры сгорания на месте сменной лопатки соплового аппарата устанавливалась эталонная (неповрежденная) лопатка с индексом «Э». Устанавливался режим исследования G=0,35 по показаниям тахометра вентилятора. Измерялись уровни звукового давления системой измерения акустических параметров в диапазоне частот от 20 Гц до 20000 Гц. Микрофон перемещался с помощью координатника вдоль венца лопаток модели на расстояние х/l= 0,5 и 0,7 и в обоих положениях микрофона измерялись уровни звукового давления. Далее устанавливались режимы продувки G=0,5; 0,7; 0,9 и для каждого режима последовательно повторялись все предыдущие действия. Также замерялись и газодинамические параметры представленные на рис.2. Исследования показали, что зависимость амплитуды колебаний пропорциональна глубине выемки и носит нелинейный характер. Картина течения представляется так, что при обтекании волны входят внутрь выемки и отражаются от ее дна.
Рис. 2. Схема рабочего участка при замерах газодинамических параметров
В это же время в потоке газа за падающей волной вблизи острых кромок выемки формируются возмущения в виде волн сжатия, которые, суммируясь, образуют вторичную ударную волну. При слиянии вторичной и отраженной волн образуется новая ударная волна, скорость которой зависит от интенсивности вторичной волны, что объясняет зависимость амплитуды колебаний от глубины выемки. Чтобы составляющая шума, генерируемая выемкой, не была потеряна, измерения спектров необходимо осуществлять в ближнем поле.
Поскольку предполагаемый генерируемый шум носит высоко-частотный характер, для выявления этого шума должен быть выбран такой режим истечения газовой струи, спектр шума которой не содержал бы высокочастотных составляющих. Этим требованиям соответствуют холодные струи малых скоростей. Получить такую струю при работе двигателя можно только на режиме холодной прокрутки
В процессе исследования отмечается что, с увеличением расхода воздуха, протекающего через модель с эталонной лопаткой и с дефектной, уровни звукового давления аэродинамического шума возрастают во всем диапазоне исследуемых частот, тогда как огибающая частотного спектра изменяется незначительно. Характер роста уровней звукового давления в ⅓-октавных полосах частот удовлетворительно согласуется с постулатом пропорциональности уровней звукового давления в ⅓-октавных полосах частот четвертой степени скорости истечения струи теории Лайтхилла.
Анализ зависимостей позволяет сделать вывод, что в значительной части исследуемого диапазона для всех представленных дефектов и режимов продувки характер распределения разностей звуковых давлений дефекта и эталона практически не изменяется от положения микрофона, и только начиная с частоты 6300 Гц наблюдаются заметные увеличения разностей звуковых давлений дефекта и эталона в зависимости от x/l и значительный рост виден в области наиболее информативных частот от 12500 до 20000 Гц. Отчетливо прослеживается существование максимума разности давлений по всем частотам при перемещении микрофона вдоль венца лопаток модели соответствующего х/l=0,5, т. е. месту положения дефектной лопатки.
При продувке модели, одновременно измерялись полное и статическое давления на срезе модели.
В процессе расшифровки данных было установлено, что по всей длине венца лопаток эталонной модели Рст лишь незначительно увеличивается при увеличении расхода воздуха через модель. Тогда как за венцом лопаток дефектной модели интенсивность роста Рст заметна и тем выше, чем больше масштаб дефекта лопатки. Наблюдается и изменение профиля давления. Так за дефектными лопатками имеет место падение Рст в промежутке между дефектной лопаткой и следующей за ней. Причем интенсивность падения давления увеличивается с ростом расхода воздуха через модель. Это явление наблюдается вдоль венца лопаток при x/l=0,57, что соответствует окрестности местоположения дефектной лопатки.
Суть предлагаемого метода акустической диагностики для контроля технического состояния авиационных ГТД в условиях эксплуатации заключается в том, что на каждый двигатель имеется паспортная дискета, в которой записаны все контрольные характеристики ГТУ и допуски и на основании предлагаемых результатов исследований на первом этапе проводится предварительный анализ технического состояния ГТУ. На этой стадии у контролируемого двигателя замеряются спектры звуковых давлений за кромкой сопла двигателя по всей его окружности. [2]. После сравнения с эталонными спектрами и вычисления относительного параметра шума вычисляется ориентировочная площадь дефекта и неравномерность параметра статического давления. Если неравномерность параметра выходит за пределы допустимой, осуществляется переход ко второму этапу диагностирования. На втором этапе производится измерения газодинамических характеристик газового потока и сравнение их с эталонными. Опыт эксплуатации двигателя показал, что даже при значительных отклонениях геометрических размеров профиля ремонтных лопаток от первоначальных, характеристики компрессора и его газодинамическая устойчивость остаются не всегда в допустимых пределах [3]. Пульсации скорости реагируют на образование нагара на стенках и незначительное коробление поверхности проточной части ГТУ. Пульсации скорости в газовом потоке обусловлены турбулентным характером течения, которое генерирует звук.
Метод требует дискретного или непрерывного измерения параметров по времени. Наибольший интерес представляет излучение шума неподвижными элементами конструкций самолета. Акустические характеристики потоков, обтекающие эти элементы хорошо анализируются уравнениями Фокс-Вильямса Хоукинса: взаимосвязанных между собой.
Информативность такого метода оценки состояния существенно повышается при использовании одновременно нескольких параметров.
Созданы новые методы и в последствии средства автоматического определения технического состояния, ГТУ. Они реализованы в виде экспертной системы, позволяющей определять неисправности изделий с помощью базы данных и знаний, при которых вероятность обеспечения эффективности эксплуатации двигателя будет наибольшей.
На основании результатов проведенных исследований можно сделать следующие выводы:
Проведенные исследования позволяют сделать вывод о целесообразности широкого внедрения разработанного акустического метода для контроля технического состояния газотурбинных установок использующихся в насосных станциях газоперекачивающих аппаратов с целью повышения работоспособности и тем самым повышая экологическую безопасность производства.
Литература:
- Контроль технического состояния авиационных ГТД по акустическим параметрам, измеренным на срезе сопла двигателя, Виноградов В. Ю., 2013.№ 3. С.53–57.
- Виноградов Ю. В., Виноградов В. Ю. Способ диагностики технического состояния авиационных газотурбинных двигателей: А.с. 96509661 от 7.05.96г./ — 6 с.
- Виноградов В. Ю. Патент на изобретение № 2531057. «Способ измерения акустических характеристик газовых струй на срезе выходных устройств и устройство для его осуществления»., 2014. — 8 с.
- Исследование технического состояния авиационных ГТД и энергетических установок в целях составления картограмм газодинамических параметров для диагностики. В. Ю. Виноградов, Контроль. Диагностика. 2011.№ 12. С.45–50.
