.

Визначення основних функціональних параметрів авіаційних ГТД в експлуатаційних умовах: Автореф. дис… канд. техн. наук / Абу Хайдар Салім Ханна, Київ

Язык: украинский
Формат: реферат
Тип документа: Word Doc
0 2003
Скачать документ

Міністерство освіти України
Київський міжнародний університет цивільної авіації

АБУ ХАЙДАР САЛІМ ХАННА
УДК 629.735.03.08(045)

ВИЗНАЧЕННЯ ОСНОВНИХ ФУНКЦІОНАЛЬНИХ ПАРАМЕТРІВ АВІАЦІЙНИХ
ГТД В ЕКСПЛУАТАЦІЙНИХ УМОВАХ

Спеціальність: 05.22.14 “Експлуатація повітряного транспорту”

АВТОРЕФЕРАТ
дисертації на здобуття наукового ступеня
кандидата технічних наук

Київ 1999

Дисертацією є рукопис.
Робота виконана на кафедрі авіаційних двигунів
Київського міжнародного університету цивільної авіації Міністерства освіти України

Науковий керівник: доктор технічних наук, професор
Кулик Микола Сергійович,
завідуючий кафедрою авіаційних двигунів Київського міжнародного університету цивільної авіації
Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор
Касьянов Володимир Олександрович, завідуючий кафедрою теоретичної механіки Київського міжнародного університету цивільної авіації;
кандидат технічних наук
Сікорський Євген Олександрович, завідувач відділу науково-технічного розвитку “Українського центру по науковометодичному забезпеченню експлуатації авіаційної техніки” (УкрЦЕАТ)
Провідна установа: Національний технічний університет України “Київський політехнічний інститут”, Міністерство освіти України, м. Київ

Захист відбудеться 31 березня 1999 року о 15 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 26.062.02 при Київському міжнародному університеті цивільної авіації за адресою: 252058, м.Київ-58, проспект Космонавта Комарова 1, КМУЦА.

З дисертацією можна ознайомитися в бібліотеці КМУЦА

Автореферат розісланий ” 26 ” лютого 1999 р.

Вчений секретар
спеціалізованої вченої ради Запорожець О.І.

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ
Актуальність роботи
Конкурентоспроможність авіакомпаній, до складу приписного парку яких входять різнотипні повітряні судна (ПС), багато в чому залежить не тільки від придбання та впровадження нових типів аві- аційної техніки, але і від підвищення надійності експлуатації, збільшення ресурсу, зменшення витрат на технічне обслуговування та ремонт експлуатованого парку ПС. Цей процес неминуче супроводжується розробкою та впровадженням нових заходів, спрямованих на підтримання експлуатаційних характеристик двигуна на високому рівні на протязі всього періоду експлуатації. При цьому велике значення має постійний контроль основних функціональних параметрів двигуна (особливо тих, що безпосередньо не вимірюються), від яких залежить не тільки економічна ефективність, але і безпека виконання польотів. Особливо це важливо для постійно старіючого парку двигунів авіакомпанії МЕА (JT3D та JT9D), що експлуатуються в жорстких кліматичних умовах, які характеризуються підвищеними температурою та вологістю.
Прогнозування основних функціональних параметрів двигунів, що змінюються під впливом несправностей проточної частини, а також зміни теплофізичних властивостей робочого тіла в різноманітних регіонах експлуатації, особливо на етапах зльоту та посадки ПС, має визначальне значення під час визначення льотно-технічних характеристик ПС в цілому, що буде сприяти попередженню авіаційних пригод та підвищенню економічної ефективності експлуатації приписного парку ПС авіакомпанії.
Зв’язок роботи з науковими програмами, планами, темами
Одержані в роботі результати використовувались під час виконання науково-дослідної роботи “Розробка автоматизованої системи діагностування ГТД за вимірюваними в процесі експлуатації параметрами” (шифр 600-ГА95), що входить до міжгалузевої програми “Розробка та створення сучасних засобів, матеріалів, технологій ресурсозбереження для підвищення ефективності цивільної авіації”, а також в програмі технічного обслуговування приписного парку двигунів та підготовки обслуговуючого персоналу авіакомпанії MEA (MEA Engineering Department) разом з Industrial Technical Institue (Ливан, Бейрут).

Мета дисертаційної роботи
Метою дисертаційної роботи є розробка методики оцінки основних функціональних параметрів авіаційних двигунів з використанням параметрів, що реєструються в експлуатації, яка б враховувала зміну теплофізичних властивостей робочого тіла
Для досягнення поставленої мети необхідно було вирішити наступні задачі:
• з використанням даних льотного експерименту експлуатованих в авіапідприємстві типів двигунів проаналізувати вплив характерних пошкоджень протічної частини на параметри робочого процесу;
• провести порівняльний аналіз результатів льотного експерименту та результатів математичного моделювання впливу характерних несправностей протічної частини на основні функціональні параметри;
• з використанням математичної моделі робочого процесу ТРДД розробити методику оцінки основних функціональних параметрів двигунів, що базується на вимірюваних в умовах експлуатації параметрах;
• розробити методику прогнозування параметра тяги під час зміни параметрів зовнішнього повітря;
• доопрацювати методику приведення параметрів робочого процесу ТРДД, яка б враховувала індивідуальні особливості двигунів;
• обгрунтувати спрощену методику оцінки зміни основних функціональних параметрів двигуна в процесі наземних гонок після чергової форми технічного обслуговування або ж виконаних на двигуні робіт.
У зв’язку з плановим придбанням авіакомпанією MEA літаків А-320 з двигунами V2500 необхідно також проаналізувати особливості застосування розробленої методики в процесі автоматизованої оцінки основних функціональних параметрів цих двигунів із застосуванням їх бортових систем контролю.
Наукова новизна роботи полягає в тому, що:
• з використанням математичної моделі робочого процесу ТРДД JT9D розроблено методику оцінки основних функціональних параметрів двигуна, що базується на параметрах, які вимірюються в процесі експлуатації;
• розроблено методику прогнозування параметра тяги при зміні температури і тиску зовнішнього повітря, яка необхідна для визначення льотно-технічних характеристик ПС при виконанні польотів в регіони, що різко відрізняються кліматичними умовами;
• обгрунтовано методику оцінки зміни параметрів робочого процесу ГТД після чергової форми технічного обслуговування або ж виконаних на двигуні робіт, що базується на вимірюванні тиску загальмованого потоку в перерізі сопла в процесі наземних гонок.
Практична цінність роботи полягає в тому, що:
• розроблений комплекс методик дозволяє здійснювати оцінку та прогнозування основних функціональних параметрів ГТД з урахуванням зміни теплофізичних властивостей робочого тіла та індиві- дуальних властивостей двигунів (особливо низької контролездатності), що сприяє не тільки підвищенню економічної ефективності, але й підвищенню безпеки виконання польотів;
• доопрацьована методика приведення параметрівв робочого процесу до стандартних умов, що враховує індивідуальні особливості двигунів, яка необхідна для практичної реалізації методик оцінки і прогнозування основних функціональних параметрів ГТД;
• методика оцінки основних функціональних параметрів ТРДД JT9D використовується в практичній діяльності авіакомпанії MEA, в навчальній практиці Бейрутського індустріального інституту під час аудиторних занять та під час проведення навчально -виробничих практик в технічному відділі авіакомпанії MEA.
Апробація результатів роботи
Основні результати роботи доповідались і отримали позитивну оцінку на міжнародній науково-технічній конференції “Сучасні науково-технічні проблеми цивільної авіації” (Москва, 28-29 травня 1996 р.), Конгресі двигунобудівників України з іноземною участю “Двигун 21 століття” (Харків, 23-26 вересня 1996 р.), міжнародній науково-практичній конференції “Забезпечення безпеки польотів в нових економічних умовах” (Київ, 27-29 травня 1997 р.), звітних науково-технічних конференціях КМУЦА за 1995, 1996, 1997 рр.
Публікації
За темою дисертаційної роботи опубліковано 10 наукових статей та тез доповідей.
Структура та обсяг роботи
Дисертаційна робота складається з передмови, трьох розділів, висновків, списку використаних джерел із 86 найменувань та додатку. Загальний обсяг роботи 151 сторінок, в тому числі 54 малюнки і таблиці на 25 сторінках та додаток на 3 сторінках.

ЗМІСТ ДИСЕРТАЦІЙНОЇ РОБОТИ
У вступі, виходячи із загального аналізу процесу та умов експлуатації приписного парку двигунів авіакомпанії МЕА, охарактеризовано актуальність теми дисертаційної роботи, її наукову та практичну значущість.
В першому розділі показано, що розробка нових методів оцінки технічного стану авіаційних ГТД виконується, в основному, з урахуванням результатів аналізу особливостей їх конструкції, контролездатності, умов експлуатації, прийнятої системи технічного обслуговування, статистичних даних про характерні відмови та несправності.
Виходячи з важливості визначення теплофізичних характеристик робочого тіла (наприклад, під час приведення параметрів робочого процесу до стандартних умов), особливу увагу звернено на умови базування приписного парку літаків авіакомпанії МЕА. Перш за все маються на увазі коливання температури та вологості як факторів, що здійснюють основний вплив на зміну теплофізичних властивостей повітря, а також фактори, що призводять до зміни стану поверхні та форми конструктивних елементів протічної частини двигуна.
Для визачення якісного впливу найбільш характерних несправностей протічної частини ГТД на їх основні функціональні параметри, розглянуто типові відмови та несправності, які зустрічались під час експлуатації приписного парку двигунів авіакомпанії (забруднення, ерозія, погнутості, прогари конструктивних елементів, тощо). З точки зору можливості виявлення цих несправностей проаналізовано саму систему технічного обслуговування приписного парку двигунів авіакомпанії МЕА, а також методи визначення несправностей та їх усунення.
Виходячи з планово-попереджувальної системи технічного обслуговування з обов’язковим контролем параметрів робочого процесу, що характеризується великою кількістю операцій, не завжди викликаних дійсним технічним станом двигунів, умов їх експлуатації, а також виходячи з неможливості визначення основних функціональних параметрів двигунів низької контролездатності прямими методами, визначено мету дисертаційної роботи та задачі, які необхідно вирішити для її досягнення.
У другому розділі приведена нелінійна універсальна математична модель робочого процесу ГТД та її основні програмовані модулі. Модель, адаптована до двовальних двоконтурних ГТД (ТРДД), що експлуатуються в авіакомпанії МЕА, призначалась для оцінки впливу основних видів пошкоджень та несправностей протічної частини двигунів , які виникають в процесі їх експлуатації, на функціональні парметри ТРДД. Моделювались відмови та несправності, характерні для регіонів експлуатації двигунів авіакомпанії МЕА.
Всі види несправностей протічної частини в першу чергу призводять до зміни характеристик відповідних вузлів двигуна. Тому основну увагу звернено на методики перебудови характеристик компресорів та турбін під час зміни їх технічного стану.
Розрахунок трансформованих характеристик компресорів здійснювався шляхом послідовного розрахунку кінематичних параметрів ступені на середньому радіусі з наступним розрахунком основних параметрів компресора (каскаду компресора) – ступеня підвищення тиску к*; коефіцієнта корисної дії компресора к*; роботи компресора Lк при заданих значеннях приведеної частоти обертання ротора n і приведеної витрати повітря Gпов.пр..
Моделювання шорсткості поверхні лопаток проводилось за допомогою емпіричної залежності
(тр)ш = (0,05…0,08)0,25 (b/а), (1)
де (тр)ш – коефіцієнт втрат тертя, які викликані шорсткістю поверхні лопаток;  = Кш/b відносна шорсткість; b, а – хорда лопатки та мінімальна ширина міжлопаткового каналу.
Значення e задається з кроком 0,015 в інтервалі 0,04…0,085. Моделювання впливу збільшення радіального зазору здійснювалось з використанням емпіричної залежності, що пов’язує ККД ступені ст та відносну величину радіального зазору р = р/hрк,
ст = – 2,8(р -0,01), (2)
де р – абсолютна величина радіального зазору; hрк- висота лопатки робочого колеса (РК).
Приріст величини коефіцієнта втрат РК, пов’язаний із зростанням радіального зазору, визначався із залежності
рк = [-2(ст) Lст]/ W12, (3)
а відповідна величина втрат повного тиску в каналі
(р*кан) = (рк) W12/2, (4)
де  – щільність повітря перед робочим колесом; W1 – відносна швидкість робочого тіла на вході в РК.
Значну увагу в роботі звернено на забруднення та абразивне зношування поверхні конструктивних елементів компресора, характерного для регіонів експлуатації приписного парку двигунів авіакомпаніїї МЕА. Оцінка впливу забруднення на параметри робочого процесу компресора та двигуна в цілому здійснювалась шляхом вирішення зворотньої задачі – тобто аналізу впливу промивки протічної частини двигуна на його основні параметри. Виходячи з цього була проведена обробка результатів унікального за кількістю промитих за короткий проміжок часу в схожих умовах (а/п Алма-Ати) двигунів НК-8-2У (близьких за своєю конструктивної схемою та характеристиками до двигунів JT3D авіакомпанії МЕА). Ефективність очищення компресорів оцінювалась шляхом порівняння параметрів робочого процесу, які вимірювались перед та після промивки: частот обертання роторів високого та низького тиску nвт, nнт, витрати палива Gп та температури газів за турбіною T*т.
Аналогічна робота була проведена і в умовах експлуатації двигунів JT3D-6 авіакомпанії МЕА (див. рисунок). Скорочені позначення відповідають прийнятим в технічній документації авіакомпанії. Наведені дані відповідають даним, одержаним під час числового моделювання впливу забруднення на параметри робочого процесу, виконаного на ПЕОМ для двигунів відповідного напрацювання, що свідчить про адекватність опису робочого процесу ТРДД за допомогою його математичної моделі.
Проведений аналіз результатів дефектації протічної частини турбіни двигунів JT3D та JT9D свідчить про те, що характерними видами несправностей турбіни є: прогари та погнутості соплових лопаток першої ступені турбіни, зміна ступеня шорсткості поверхні лопаток, зміна площ соплових апаратів, збільшення радіальних зазорів. Моделювання шорсткості поверхні лопаток турбіни здійсню- ється аналогічно компресору. Для розрахованого значення коефіці- єнта втрат (тр)ш (1) визначається коефіцієнт швидкості 
, (5)
де р – коефіцієнт швидкості для вихідного стану поверхні лопатки.
Врахування впливу зміни ступеня шорсткості лопаток на параметри робочого процесу турбіни здійснюється дискретним заданням відносного зменшення коефіцієнта швидкості  соплового апарата першої ступені турбіни в діапазоні -0,01…-0,05 з кроком 0,01.
Рис. Забруднення проточної частини двигуна JT3D-6
Для оцінки впливу зміни площ соплових апаратів на характеристики турбіни в ММ вводились значення відносної зміни площі першого соплового апарата
Fса = (Fса.р – Fса)/Fса.р в діапазоні від -0,03 до 0,03 з кроком 0,1, що впливає на ступінь пониження тиску *са, який визначається за формулою:
, (6)
де F – розрахункове значення площі соплового апарата; Fса1 = Fсар(1+Fса) – модельоване значення площі; q(са)р – розрахункове значення відносної щільності потоку; k – показник адіабати.
Втрати роботи ступені з урахуванням збільшення радіального зазору визначались за формулою:
, (7)
де  – коефіцієнт швидкості; 1 – кут набігання потоку; mлаб- коефіцієнт витрати в лабіринті; d – середній діаметр робочого колеса; 1 = 1/h1 – відносний радіальний зазор;
1- радіальний зазор; h1- висота пера лопатки; ; Zг – число вершин лабіринту; вт – коефіцієнт, який залежить від ст та d/h; г – радіальний зазор в робочому колесі.
Методика перебудови характеристик компресорів та турбін дозволяє оцінити вплив розглянутих видів несправностей на параметри робочого процесу та основні функціональні параметри двигуна. Це дозволяє вирішити також і зворотню задачу, тобто контролюючи тенденцію зміни параметрів в експлуатації можна визначити вид та величину пошкодження, а також прогнозувати розвиток несправностей при експлуатації двигунів в цих умовах.
Для порівняння з результатами моделювання наведено експериментальні (одержані в умовах реальної експлуатації) дані та дані, одержані на випробувальному стенді після надходження в ремонт, по впливу розглянутих видів несправностей ТРДД JT3D на параметри, що реєструються в експлуатації.
У третьому розділі приведено комплекс методик оцінки основних функціональних параметрів авіаційних ГТД в процесі експлуатації.
Виходячи з необхідності підвищення достовірності одержуваних результатів, особливу увагу звернено на доопрацювання методики приведення параметрів робочого процесу до стандартних умов (СА) з використанням досвіду експлуатації двигунів низької контролездатності в Бориспільському авіапідприємстві та в авіакомканії МЕА.
Однією з основних причин підвищеного розкиду подібних газодинамічних параметрів в процесі приведення є неврахування зміни щільності повітря. На основі эксперименту, проведеного в експлуатаційних умовах, показано, що поправки в формулах приведення на зміну щільності повітря задовільно представляються степеневою функцією:
К = f(q) = (Т*н / Т*н.са)z. (8)
До того ж показник степеня в поправці для різних параметрів робочого процесу буде різним. Як показали дані підконтрольної експлуатації декількох типів двигунів, він коливається в межах від 40.55 (для частоти обертання ротора) до (для витрати палива). Звідси, с урахуванням вищесказаного, формули приведения параметрів (вимірюваних) робочого процесу до САУ будуть мати вигляд:
– для частоты обертання роторів n:
nпр.i = ni (288/T*н.i)1/2 (T*н.i/T*н.са)z1 ; (9)
– для температуры газів за турбіною T*т:
T*т.пр.i = T*т.i (288/T*н.i)1/2 (T*т.i/T*н.са)z2 ; (10)
– для витрати палива Gп:
Gп.пр.i = Gп.i (101325/P*н.i) (288/T*н.i)1/2 (Tн.i/Tн.са)z3, (11)
де Tн.са = (288 – 6.5H) (1+0.2M2), Н – висота польоту, М – число Маха.
В таблиці 1 наведено результати перевірки доопрацьованої методики приведення, виконаної на базі реальних польотних даних для декількох двигунів JT3D (літаки B-707) авіакомпанії MEA. В процесі статистичної обробки польотних даних визначались експериментально і значення показників степеня вищенаведених залежностей (z1, z2, z3).
Таблиця 1
Результати приведення параметрів робочого процесу ТРДД JT3D до САУ
N СКВ nнт.вим Tт.вим Gп.вим nнт.пр Tт.пр Gп.пр nнт.пр Tт.пр Gп.пр
z
—————————————————————–
1 СКВ 0.66 10.42 180.2 1.45 15.6 170.0 0.71 9.48 120.5
z 0.55 0.72 1.800
2 СКВ 0.72 8.350 163.5 1.23 14.4 154.6 0.65 8.71 124.5
z 0.60 0.70 1.710
3 СКВ 0.67 9.05 168.7 1.21 14.7 160.6 0.70 9.01 116.6
z 0.55 0.69 1.690
—————————————————————–
Примітка: nнт- частота обертання ротора низького тиску; T*т – температура газів за турбіною;
Gп – часова витрата палива; пр – індекс приведеного параметра;
‘ – приведеного з урахуванням щільності; вим – індекс виміряного параметра.

Розкид приведених до САУ (в порівнянні з даними, одержаними за методикою авіакомпанії МЕА) значень параметрів робочого процесу з урахуванням прийнятих поправок значно зменшився (від 450% для частоти обертанняч ротора до 420% для витрати палива).
Для регіонів експлуатації, що характеризуються підвищеними температурами (та можливими коливаннями вологості) велике значення має оцінка і прогнозування тяги і питомої витрати палива при збільшенні температури зовнішнього середовища Тн, про що свідчить аналіз процесу експлуатації двигунів типу ПС-90А та JT9D, в яких при температурах зовнішнього повітря більше 25оС досить часто спрацьовує табло “Тяга мала”. Тому основну частину третього розділу складають методики оцінки та прогнозування основних функціональних параметрів двоконтурних турбореактивних двигунів типу JT9D у всьому діапазоні режимів їх роботи і різноманітних зовнішніх умов. Методика базується на параметрах, що реєструються в експлуатації на вибраному режимі діагностування, приведених до стандартних умов за вищенаведеною методикою.
Розрахунок параметрів робочого процесу та основних функціональних параметрів двигуна здійснюється за допомогою математичної моделі ТРДД після ідентифікації характеристик компресорів і турбін в процесі наземного випробування конкретного двигуна. В результаті визначаються приведені тяга Pпр та питома витрата палива Спр.
В якості прикладу в табл.2 подано фрагмент таблиці розрахунку основних функціональних параметрів кількох серійних двигунів ПС-90А.
Таблиця 2
Результати розрахунку основних функціональних параметрів ТРДД ПС-90А

Борт 96005 Рейс: 552
Вылет: 24/01/1996 17.43 Прилет: 25/01/1996 4.59
А/п вылета : Бангкок А/п прилета : ШРМ

N êàäðà Íáàð Nâåí Nêâä Pêâ Têâä Pò/Pâ Tòíä Gò ðóä Tëî ÑÓ1
Òÿãà2 ÑÓ2
Òÿãà2 ÑÓ3
Òÿãà2 ÑÓ4
Òÿãà2 ÑÓ1
Òÿãà0 ÑÓ2
Òÿãà0 ÑÓ3
Òÿãà0 ÑÓ4
Òÿãà0
686 24 92.75 95.88 29.5 582 1.555 607 6.264 67.0 928 11224 8149 13496 12062 14215 12457 13478 12754
691 56 93.50 96.13 29.9 586 1.566 610 6.360 68.3 936 11477 8929 13987 11247 14456 12472 13476 12766
696 144 93.63 96.25 30.0 589 1.566 610 6.392 65.5 938 12891 8407 12449 10725 14456 12681 13335 13015
701 208 91.88 95.63 28.4 581 1.528 600 5.984 63.8 918 11496 8358 11811 11337 13660 12195 12964 12600
706 224 89.25 94.63 26.6 571 1.472 586 5.352 59.5 890 10377 8714 10674 9973 12400 12443 12260 12600
711 248 89.25 94.75 26.8 567 1.478 579 5.400 60.5 888 10194 8876 10810 10414 12535 12354 12310 12455
716 256 89.25 94.75 26.6 567 1.475 577 5.352 60.5 886 10467 10059 10814 9558 12468 12267 12260 12414
721 280 88.88 94.75 26.7 567 1.470 575 5.384 60.5 884 10003 7752 11249 9994 12355 12224 12226 12352
726 328 88.75 94.75 26.3 568 1.465 573 5.320 60.5 884 8969 9903 10577 10251 12242 12195 12226 12062

Одержані дані свідчать про хороше співпадання розрахункових та експериментальних даних, одержаних за результатами, накопиченими на магнітний носій бортової системи контролю БСКД-90 (літак ІЛ-96-300). Окрім того, задовільне співпадання значень тяги за розробленою методикою (стовпчик “Тяга-2”) в порівнянні з даними, одержаними за приладом (стовпчик “Тяга-0”), спостерігається тільки для земних умов (стовпчик висота Нбар). За приладом разом із зростанням висоти тяга зростає, що свідчить про незадовільну кореляцію параметра тяги з вимірюваним перепадом тиску рт*/рвх* , за яким вона розраховується на борту.
Вищенаведена методика орієнтована як на двигуни підвищеної контролездатності, що мають бортову систему крнтролю, так і на двигуни низької контролездатності, параметри робочого процесу яких заносяться в спеціальні польотні карти. Окрім того, для ТРДД низької контролездатності із змішуванням потоків за турбіною, теоретично обгрунтовано розрахункові залежності, які використовуються в методиці посередньої оцінки зміни тяги по вимірюваному значенню повного тиску загальмованого потоку в перерізі сопла у фіксованій точці під час наземних випробувань. Для понадкритичного перепаду тиску в соплі приведена тяга визначається за формулою:
, (12)
де Fс – площа критичного перерізу сопла; k – показник адіабати; с – коефіцієнт витрати.
Для критичного режиму, коли c = кр = (k+1/2)k/k-1 формула (12) приймає вигляд
Рпр = 101325 Fс с k (13)
В процесі експлуатації важливо визначати відносну зміну тяги Рпр після виконання чергової форми технічного обслуговування, після робіт, виконаних на двигуні, або ж з напрацюванням
Рпр= (Рпр2-Рпр1)/¬,
де Рпр1, Рпр2 – приведені тяги двигуна на певному режимі роботи до та після проведення технологічної операції.
Відносна зміна тяги двигуна визначається за формулами:
– для докритичного перепаду тисків на соплі
, (14)
– для надкритичного перепаду тисків
, (15)
де р – тиск загальмованого потоку в контрольній точці в перерізі сопла; К – коефіцієнт, який залежить від режиму роботи двигуна і визначається за результатами його випробувань на початку експлуатації.
Комплекс методик розроблявся для типів двигунів, що експлуатуються в авіакомпанії МЕА, як з низькою контролездатністю (JT3D, JT9D), так і для ТРДД нового покоління (V2500), обладнаних бортовими системами контролю. Тому наприкінці розділу приведено рекомендації по застосуванню одержаних результатів в умовах автоматизованого бортового контролю.

ВИСНОВКИ
Узагальнюючи одержані при виконанні дисертації результати, виокремимо наступні, найбільш важливі положення.
1. Проаналізовано вплив відмов та несправностей протічної частини ГТД, характерних для приписного парку двигунів авіакомпанії МЕА, на зміну характеристик їх основних вузлів, необхідних для практичної реалізації математичної моделі робочого процесу ГТД, адаптованої до двигуна JT9D.
2. З використанням математичної моделі робочого процесу ТРДД JT9D розроблено методику оцінки основних функціональних параметрів, яка базується на інформаційних потоках, що формуються в процесі льотно-технічної експлуатації приписного парку двигунів аві- акомпанії МЕА (що встановлюються на літаках В-707 та В-747).
3. Розроблено методику прогнозування параметру тяги під час зміни температури та тиску навколишнього повітря, яка необхідна для визначення льотно-технічних характеристик ПС під час польотів в регіони, що різко відрізняються своїми кліматичними умовами.
4. Доопрацьована методика приведення параметрів робочого процесу ТРДД, що враховує індивідуальні особливості двигунів, яка необхідна для практичної реалізації методик оцінки та прогнозування основних функціональних параметрів ГТД.
5. Проведено обгрунтування спрощеної методики оцінки зміни параметрів робочого процесу ГТД в процесі наземних гонок після чергової форми технічного обслуговування або ж виконаання на двигуні робіт, що базується на результатах вимірювання тиску загальмованого потоку в перерізі сопла.
Розроблений комплекс методик дозволяє здійснювати оцінку та прогнозування основних функціональних параметрів ГТД з урахуванням зміни теплофізичних властивостей робочого тіла та індивідуальних особливостей двигунів, що буде сприяти не тільки підвищенню економічної ефективності, але і підвищенню безпеки польотів приписного парку ГТД в різноманітних кліматичних зонах.

Список опублікованих за темою дисертаційної роботи наукових праць
1. Авдошко М.Д., Кулик Н.С., Соболь А.В., Абу Хайдар Салим Ханна. Уточнение формул приведения параметров рабочего процесса ГТД к стандартным в процессе диагностирования//Промышленная теплотехника.- 1996.- N2.- С.48-51.
2. Кулик Н.С., Лукьяненко О.Е., Немец М.И., Абу Хайдар Салим Ханна, Амаури де Карвалью. Особенности построения системы информационной поддержки АС управления ТС авиационных ГТД//Проблемы эксплуатации и надежности авиационной техники. – Киев: КМУГА, 1998. -С.106-109.
3. Якушенко А.С., Абу Хайдар Салим Ханна. Влияние на расходование ресурса ГТД стохастического разброса температуры наружного воздуха//Проблемы информатизации и управления. – К.: КМУГА, 1988.- С.276-278.
4. Abu Haidar Salim Hanna, Koulik N.S., Dmitriev S.A. V2500 vs CFM56 Development//AL MOUHANDESS (BEIRUT).- NOV 1995.- N5.-P.77-80.
5. Abu Haidar Salim Hanna, Koulik N.S., Dmitriev S.A. Evolution of the aerovehicle and aeropropulsion systems//AL MOUHANDESS (BEIRUT).- ETE 1997.- N7. – P.71-76.
6. Кулик Н.С., Абу Хайдар Салим Ханна, Ратынский В.В. Математическое моделирование влияния повреждений проточной части на характеристики и основные функциональные параметры ГТД//Тез.докл.междунар.конф. “Конгресс двигателестроителей Украины с иностранным участием” (Двигатель 21 века).- Киев-Харьков-Рыбачье: ХАИ.- 1996.-С.37.
7. Кулик Н.С., Абу Хайдар Салим Ханна, Лукьяненко О.Е., Ратынский В.В. Влияние условий эксплуатации на ТС ГТД различных типов//Тез.докл.междунар.конф. “Современные научно-технические проблемы гражданской авиации”.- Москва: Минтранс РФ, МГТУ ГА.- 1996.- С.25.
8. Кулик Н.С., Дмитриев С.А., Абу Хайдар Салим Ханна, Мохамед Шейх Авадх Башуэб. Оценка основных функциональных параметров ТРДД по параметрам, регистрируемым в эксплуатации бортовыми средствами контроля//Материалы международной научно-практической конференции “Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях”.- К.: КМУГА.- 1997.- С.270-272.
9. Абу Хайдар Салим Ханна. Влияние технического состояния ГТД на расход топлива в полете//Тез.докл. научно-технической конференции научных коллективов университета.- К.:КМУГА.-1995.-С.21.
10. Кулик Н.С., Соболь А.В., Чорний О.С., Абу Хайдар Салим Ханна. Оценка технического состояния и регулировка параметров ГТД по результатам наземных гонок//Тез.докл. научно-технической конференции научных коллективов университета.- К.:КМУГА.-1995.-С.21.
11. Кулик М.С., Абу Хайдар Салім Ханна. Вплив зміни радіальних зазорів компресорів ТРДД на його характеристики та основні функціональні параметри//Тез.докл. 16 науково-звітної конференції університету за 1995 рік.-К.:КМУЦА.- 1996.-С.14.

Абу Хайдар Салім Ханна. Оцінка основних функціональних параметрів авіаційних ГТД в процесі експлуатації.- Рукопис.
Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.22.14 – експлуатація повітряного транспорту.- Київський міжнародний університет цивільної авіації, Київ, 1998.
Дисертацію присвячено питанням оцінки основних функціональних параметрів авіаційних ГТД за параметрами, що реєструються в умовах експлуатації з використанням математичної моделі робочого процесу двоконтурних двовальних двигунів, які експлуатуються в авіакомпанії МЕА (Ливан, Бейрут). Розроблено методики оцінки та прогнозування функціональних параметрів в умовах зміни теплофі- зичних властивостей робочого тіла в залежності від регіонів експлуатації двигунів. Доопрацьовано методику приведення параметрів робочого процесу до стандартних умов з урахуванням індивідуальних особливостей конкретного типу ГТД, необхідну для практичної реалізації розробленого методичного забезпечення. Основні результати праці впроваджено в технічному департаменті авіакомпанії МЕА. Вони також використовуються в навчальному процесі Бейрутського індустріального інституту.
Ключові слова: газотурбінний двигун, математична модель, функціональний параметр, технічна експлуатація, методика.

Абу Хайдар Салим Ханна. Оценка основных функциональных параметров авиационных ГТД в процессе эксплуатации.- Рукопись.
Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.22.14 – эксплуатация воздушного транспорта.- Киевский международный университет гражданской авиации, Киев, 1998.
Диссертация посвящена вопросам оценки основных функциональных параметров авиационных ГТД по параметрам, которые регистрируются в условиях эксплуатации, с использованием математической модели рабочего процесса двухконтурных двувальных двигателей, которые эксплуатируются в авиакомпании МЕА (Ливан, Бейрут). Разработаны методики оценки и прогнозирования функциональных параметров в условиях изменения теплофизических свойств рабочего тела в зависимости от регионов эксплуатации двигателей. Доработано методику приведения параметров рабочего процесса к стандартным условиям с учетом индивидуальных особенностей конкретного типа ГТД, которая необходима для практической реализации разработанного методического обеспечения. Основные результаты работы внедрены в техническом департаменте авиакомпании МЕА. Они также используются в учебном процессе Бейрутского индустриального института.
Ключевые слова: газотурбинный двигатель, математическая модель, функциональный параметр, техническая эксплуатация, методика.

Аbu Haidar Salim Hanna. Estimate of main functional parameters of gas turbine engine in operation.- Manuscript.
Dissertation for the Degree of the Candidate of Engineering Science on a speciality 05.22.14 – Air Transport Operation.- Kyiv International University of Civil Aviation, Kyiv, 1998.
In the dissertation the problems of estimation for main functional gas turbine engine parameters obtaining from recorder under using mathematical model of working process of bypass two-shaft engines operating at airline MEA (Lebanon, Beirut) are elucidated. The principal attention was concentreted on simulation of the main kinds of turbofan engine air flow duck.
The account is accompanied by description of the typical malfunctions and failures, analysis of the changing perfomance parameters for operating time necessary for identification these damages. The methods of estimation and forecasting for functional parameters under changing heat-transfer properties of air depending on regions of engine operation have been developed. The methods of normalizing parameters of working process are supplemented taking into consideration individual peculiarities of gas turbin engine. The method is need for practical realization of developed methodical support.
Complex methods was devised taking into account established in airline MEA system of maintenance service with gas turbine engine performance parameters control and taking into account engines operating ragions. Efficiency of the methods reducing and estimation of the main gas turbine engine functional parameters was examined using real flight data of turbofan engines JT3D and ПС-90А.
The substantiation of simplified method of thrust changes estimation after perfomed works and regular maintenance check, basing on change of nozzle-exit pressure at the control point was accomplished. In connection with presence of polytypic aircrafts in airline MEA the problems of devised method adaptation for engines of different levels of controllability are considered.
The main rezalts of dissertation are inculcated in Engineering Department of airline MEA. They are used in teaching process at Beirut Industrial Institute.
Key words: gas turbine engine, mathematical model, functional parameter, technical operation, method.

Нашли опечатку? Выделите и нажмите CTRL+Enter

Похожие документы
Обсуждение

Оставить комментарий

avatar
  Подписаться  
Уведомление о
Заказать реферат!
UkrReferat.com. Всі права захищені. 2000-2020