60
Рис. 2.21. Определение значений
Gm
реж
= Gm
реж
/Gm норм
и
n
реж = n реж /n норм
Находим для этих
tн
и
рн соответствующие
абсолютные значения
n
реж =
n
реж
nнорм
,
Gm
реж =
Gm
реж
Gm
норм для данного режима.
3.
Находим для этого режима соответствующую точку в поле нагрузочных ха-
рактеристик ТВД (см. рис. 2.20,
б) по величинам
n
пр =
nреж
*
н
288,16
Т
n ,
Gm
пр =
Gm
реж
н
101,33
р
*
н
288,16
Т
Gm
и снимем с поля соответствующие значения
Nв пр (т.2).
4.
Определяем, какую мощность развил бы при
этом двигатель в выбранных
условиях
tн и
рн на заданном режиме:
N
в изм =
Nв пр
101,33
н
р
*
н
288,16
Т
в
1
N
.
5.
Теперь нетрудно определить нормализующие коэффициенты для парамет-
ров ТВД на данном режиме,
например
К
в
N
=
в изм
в норм
N
N
.
6. Затем задаются несколькими значениями
tн для другого
рн и повторяют те
же действия, начиная с п. 2, до получения зависимостей вида:
К
в
N
=
f (
t
н
,
р
н).
Аналогичным образом определяют нормализующие коэффициенты и для дру-
гих параметров ТВД.
2.3. Экспериментальное определение НЗП ГТД путем
поддержания стендовыми системами заданных значений t*
н
,
р*
н, Мп
Для такого определения НЗП не требуется никаких специальных методик.
Получаемые непосредственными измерениями в САУ параметры на заданном ре-
61
жиме соответствуют индивидуальным НЗП данного двигателя. Их остается только
сравнить с заданными ОТД на двигатели данной серии. Однако требования к необ-
ходимому испытательному оборудованию нуждаются в особых пояснениях.
Для снятия ВСХ, а также для проверки НЗП ГТД в стендовых и полетных
условиях используют аэродинамические трубы (АТ) и термобарокамеры (ТБК).
Это
как правило, весьма дорогие и сложные сооружения, напоминающие со-
бой небольшие заводы. В СССР и РФ таким сооружениями для крупноразмерных
двигателей (с
Gв пр
50...200 кг/с) располагают
только центральные научно-
исследовательские институты (например, ЦИАМ, ЦАГИ и т.п.). Стоимость 1 часа
испытания в таких сооружениях зависит от потребного
Gв и составляют обычно от
1 тыс. до 15 тыс. у.е. Для малоразмерных ГТД (с
Gв пр
3...5) ТБК удается иногда
соорудить на заводах (ФГУП Завод им. В.Я. Климова) и даже в вузах (СГАУ лабо-
ратория №2). Существуют и частичные решения: стенды с поддувом и подогревом
воздуха на входе в ГТД.
Рассмотрим в начале принципиальную схему аэродинамической трубы для
испытаний авиационных двигателей (см. рис. 2.22). Она состоит из двух отсеков. В
отсеке I устанавливаются кондиционированные условия
р*
н и
Т*
н , соответствую-
щие
условиям полета, в отсеке II поддерживается давление
рн
, соответствующее
заданной высоте полета.
Основной особенностью испытаний ГТД в аэродинамических трубах является
то, что здесь помимо
Т*
н =
Тн (1+ 0,2 Мп
2
),
р*
н =
рн (1 + 0,2 М*п)
k/
k – 1
и
р
н имитиру-
ется и скорость набегающего на воздухозаборник потока
Vп, при этом компрессор
ГТД имеет на входе как правило неравномерный входной поток (в связи, например,
со скачками уплотнения, которые образуются в условиях сверхзвукового полета).
Для того, чтобы в самолетном воздухозаборнике установилось расчетное
сверхзвуковое течение, необходимо чтобы завершающий
скачок уплотнения АТ
устанавливался в выходной части внешнего диффузора. Такие стенды обслужива-
ются мощными компрессорно-эксгаустерными станциями. Типичный пример –
сверхзвуковая АТ ЦИАМ.