А.С. Гишваров, А.В. Зырянов, Г.К. Агеев,
(УГАТУ г. Уфа)
Моделирование процессов авиационных ГТД с применением теории планирования эксперимента широко используется в научных исследованиях, а также при доводке и серийной эксплуатации двигателей. Практический опыт показывает, что применение планирования позволяет повысить эффективность экспериментальных исследований, обеспечивая при заданной точности минимум материальных и временных затрат.
Одним из способов повышения эффективности экспериментального исследования ГТД является применение интегрального планирования эксперимента, под которым понимается планирование, позволяющее получать в процессе одного исследования информацию, достаточную для построения одновременно нескольких моделей (линейных, нелинейных, статических, динамических), планы которых отличаются как размерностью, так и реализуемыми критериями оптимальности. Фактически интегральный план эксперимента (ИПЭ) εинт представляет собой композицию частных планов ε1, ε2, …, εm, предназначенных для моделирования m процессов (характеристик) ГТД.
Построение планов, удовлетворяющих одновременно всем критериям оптимальности, является сложной (часто не решаемой) задачей и возможно только для отдельных простых моделей. Поэтому реально может рассматриваться задача построения плана, приближенно являющегося оптимальным.
Последовательность моделирования с применением метода интегрального планирования эксперимента заключается в следующем.
1. Перед проведением эксперимента проводят сбор и формализацию сведений об объекте (процессе) исследования и его выходных параметрах на основании имеющейся априорной информации:
• составляется перечень факторов, влияющих на выходные параметры объекта (процесса) исследования;
• для каждого фактора выбирают уровни варьирования в эксперименте;
• проводят кодирование факторов;
• определяется возможное взаимодействие факторов.

2. Задают первоначальные виды моделей, (в случае отсутствия данных выбирают полином 1-го или 2-го порядка).
3. Для каждой модели обосновывают критерии оптимальности.
4. Численным методом определяют оптимальный интегральный план эксперимента. При этом совместный учет критериев оптимальности проводят векторной оптимизацией функционала методом Парето. Окончательное решение выбирается разработчиком плана эксперимента из области Парето-оптимальных решений.
Применение интегрального планирования эксперимента при исследовании теплового состояния «критичных» элементов авиационного турбогенератора (решалась задача обоснования программы ускоренных ресурсных испытаний) позволила в 3.3 раза сократить объем эксперимента.
Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант РФФИ № 06-08-00759-а).

Д.Х. Шарафутдинов,
(КГТУ им. А.Н. Туполева, г. Казань)
Если рассматривать искривленный фронт пламени, то при достаточно большой искривленности фронта на отдельных участках продукты сгорания будут казаться, как бы полуостровками в свежей смеси, окруженными поверхностью нормального пламени. Горение на таком участке будет аналогично горению очага после воспламенения свежей смеси в точке. Быстрое увеличение температуры приведет к уменьшению плотности, а, следовательно, к быстрому расширению. При этом скорость перемещения границ пламени будет больше нормальной скорости примерно в θ раз, где θ = Тк/Т0 - отношение температур после и до горения. А.В. Талантов [2] предлагает рассматривать скорость движения смеси по отношению к центру на этом участке в непосредственной близости к поверхности пламени пропорциональной подогреву
(*)
Эту скорость можно рассматривать как пульсационную скорость, генерируемую самим пламенем. Выражения (*) указывает, что Wa' зависит от степени подогрева смеси и от нормальной скорости. При этом величина Wa' оказывается независимой от величины пульсационной скорости потока. Из этого А.В. Талантов, утверждает, что условием появления пульсационной скорости автотурбулентности является большая искривленность Фронта пламени, т.е. достаточно большая величина отношения W’ к UH.
Фронт пламени при приближении напоминает изрезанный заливами полуостров, а при еще большем увеличении снова вырисовывается картина подобная первой. Если производить таким образом увеличение дальше, то такая картина постоянно будет повторяться и ограничиться лишь на уровне групп молекул. Подобная структура характерна для многих явлений природы. Такие феномены получили название фрактальными. А объекты их описывающие - фракталы. Кроме того, сам Фронт пламени является не просто искривленным, а как указывалось выше самоподобным до уровня групп частиц. Это дает основание считать структуру пламени фрактальной и применять по отношению к ней имеющийся в настоящее время математический аппарат и подходы теории фракталов и хаоса [3,5].
Моделирование процесса горения на основе представления о фрактальной геометрии производиться следующим образом: на первоначально абсолютно равномерное течение и полностью плоский фронт пламени наложены два фактора вызывающих неустойчивость [1] - турбулентные пульсации скорости и возмущение, вносимое самим пламенем - неравновесное реагирование и неравномерность состава [4]. Расчеты проводились при моделировании в условиях единичного развития. Поясним это. На первоначально плоский фронт пламени накладывается неравномерность и отслеживается ее влияние на явление горения в потоке до момента, когда данное возмущение не «исчерпает» себя. Т.е. при расчете не предполагалось дальнейшее существование процесса горения. Это обусловлено большой сложностью динамического решения такой задачи и не дало бы никакой дополнительной информации сверх полученной по методу единичного развития.
На основании расчетов можно сделать вывод, что в условиях низкотурбулентного потока турбулентные пульсации «поглощаются» распространением фронта пламени. Но, как представляется, даже в условиях низкотурбулентного потока терминология «фронт пламени» является нерепрезентативным по отношению к рассмотрению процесса на уровне отдельных участков пламени. Поэтому предлагается в дальнейшем использовать термин волна горения, как более подходящий для описания. Это обусловлено тем, что в пламени отсутствует граница между реагирующими участками и свежей смесью. При более крупном масштабе рассмотрении это обстоятельство может не учитываться, и пламя может представляться как поверхность. Но в условиях участка пламени существуют области как «объемного», так и «поверхностного» горения. При этом под «поверхностным» горением понимается распространение волны горения в виде тонкого сильно искривленного слоя осуществления реагирования химических компонентов и термофизическими процессами (отвод теплоты теплопроводностью, излучение, и т.п.).
Как показывает численный анализ в начальный момент времени основное влияние на положение и распространение фронта пламени влияет турбулентность потока - интенсивность и масштаб турбулентности. Именно этот фактор обуславливает дальнейшее развитие процесса. Затем на этом фоне начинает расти роль величины скорости реагирования, которая в совокупности с теплопроводность и диффузией обуславливает такую известную характеристику как скорость распространения пламени в ламинарном потоке (нормальная скорость распространения пламени). Таким образом, образуется, как уже указывалось, совместное действие «поверхностного» и «объемного» механизмов.
Из аналогии можно сделать следующий вывод: при рассмотрении процесса горения в потоке с помощью фрактального моделирования следует, что отношение «объемного» механизма к «поверхностному» на уровне участка пламени растет при увеличении турбулентности пропорционально размерности фрактала. Здесь под объемным механизмом понимается реагирование в ограниченном пространстве посредством смешения отдельных объемов свежей смеси, продуктов сгорания и их смеси. При этом скорость полного прохождения реакции будет меньше чем при анализе методами микродиффузионного горения, но больше чем рассчитанная посредством химической кинетики или объемного подхода к процессу горения.
Следует отметить, что воздействие данного явления спонтанно увеличивается при увеличении уровня турбулентности. А также если принять во внимание сделанное замечание относительно преимущественного влияния начальной турбулентности на дальнейшее развитие процесса, то данное явление в рамках терминологии теории турбулентного горения можно назвать автотурбулизацией процесса горения.
Результаты проведенного исследования делают возможным более глубокое понимание процесса турбулентного горения, поскольку ранее считалось, что возрастание влияния турбулентности потока на процесс горения происходит только за счет увеличения искривленности «поверхности» горения.
Список литературы
1. Гленсдорф П., Пригожий И. Термодинамическая теория структуры, устойчивости и флуктуации. - М: Едиториал УРСС, 2003. 280с.
2. Талантов А.В. Основы теории горения. Казань: Изд-во Казан авиац. института. 1975. 252 с.
3. Шредер М. Фракталы, хаос, степенные законы. Ижевск: НИЦ «Регулярная и хаотическая динамика», 2005. 528 с.
4. Щукин В.А. Явление флуктуационного реагирования в газах// Рабочие процессы в камерах сгорания ВРД: Межвуз. сб., Казань: КАИ 1987. С. 4-13.
5. Эбелинг В. Образование структур при необратимых процессах: Введение в теорию диссипативных структур. Москва-Ижевск: Институт компьютерных исследований, НИЦ «Регулярная и хаотическая динамика», 2004, 256 с.

Х.С Гумеров, И.В. Салимов,
(УГАТУ, г. Казань)
Информационно-аналитическое сопровождение эксплуатации двигателя по техническому состоянию, контроль его параметров должен осуществляться не только по нормированным предельным величинам, характерным для всей совокупности двигателей, режимов и условий полета, но и на основе индивидуальных особенностей каждого экземпляра двигателя, с этой целью используются как детерминированные зависимости параметров, так и их корреляционные связи.
При использовании детерминированных зависимостей измеряемые параметры для контроля приводятся (относятся) к номинальному значению регулируемого параметра, например, частоты вращения ротора, или заданной температуры газа (а в случае контроля скольжения роторов - одновременно обеих величин).
Для углубленного контроля на основе статистического анализа устанавливается наличие корреляции параметров, и эта связь может использоваться с целью ужесточения контроля состояния двигателя. Так детерминированная зависимость n2= f(t* T), так называемая линия скольжения при n1 = const, для условий эксплуатации может быть использована в виде корреляционной связи n2 = f(t*T). При этом поле допусков на каждый контролируемый параметр используется не полностью, а в зависимости от другого коррелированного параметра.
Повышение эффективности эксплуатации силовой установки самолета в настоящее время связано с постоянным наблюдением за состоянием двигателя не только при периодических наземных опробованиях, но и по полетным данным, полученным с бортового устройства регистрации в программно-аппаратном комплексе диагностического контроля.
В условиях летной эксплуатации двигателя маневренного самолета характерно, что режимы его работы практически не бывают установившимися. После того как режим работы задан положением рычага Управления двигателем, параметры двигателя в течение некоторого времени продолжают изменяться. Это состояние можно назвать «транспереходным».
Исследовались параметры на максимальном режиме в условиях взлета самолета.
Для тестирования метода берутся разные, сокращенные участки записи параметров. В самых неблагоприятных случаях, когда время выдержки на режиме сильно ограничено, удается на основе короткой записи воспроизвести и оценить параметры на режиме, близком к установившемуся.
Таким образом исследовано поведение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной для двухвального ТРД.
Для трендового анализа технического состояния двигателя целесообразно использовать параметры рабочего процесса на нескольких режимах работы и условий полета, но обязательно сопоставимых для разных полетов.
Трендовому анализу подвергается зависимость t*4= f(n2), которая для одного режима работы по n1, H и Vпp отражает влияние температуры воздуха на входе в двигатель.
Так, например, ухудшение состояния газогенератора вызовет рост температуры и снижение частоты, то есть произойдет почти скачкообразное изменение кривой тренда. На основании анализа тренда параметров нескольких экземпляров двигателей, с учетом результатов анализа состояния их после снятия с борта, могут быть установлены критерии принятия решения о дальнейшей эксплуатации.
Такие данные могут быть получены на основе ретроспективного анализа записей полетных данных, имеющихся в базе данных по результатам эксплуатации.
Список литературы
1. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей. Учебник/Сиротин Н. Н. М: РИА «ИМ-Информ», 2002. 442 с.
2. Комплексы эксплуатационного контроля авиатехники от концерна «КЭМЗ». http://wvvw.aeroreview.ru.
«Лекарь» для истребителей, http://www.aviaport.ru/news/2002/07/22/32502.html.

В.Л. Варсегов,
(КГТУ им. А.Н. Туполева, г. Казань)
Для создания расчетной модели пространственной структуры течения секторной струи в потоке использован интегральный метод расчета, широко известный в теории пограничного слоя.
Рассмотрен случай, когда температура струи незначительно отличается от температуры потока, то есть неизотермический случай. Считается, что область смешения имеет постоянные температуру и состав, теплообмен и диффузия отсутствуют.
Течение внешнего потока считается потенциальным. Течение в струе принимается турбулентным, несжимаемым и стационарным. За ось струи принимаются геометрические места точек с максимальным значением скорости в поперечных сечениях струи.
Задача решается в криволинейных ортогональных координатах: за ось абсцисс (х) принимается искривленная ось струи; за ось ординат (у) — нормаль к оси абсцисс в плоскости симметрии струи; угол в окружном направлении (φ) - угол между плоскостью симметрии струи, содержащей в себе ось сопла, имеющего форму сегментного окна, и любой другой плоскостью, проходящей через эту ось. Такой выбор системы координат позволяет использовать для струи в сносящем потоке уравнения пограничного слоя. Таким образом, в криволинейных координатах решается задача о струйном пограничном слое в потоке с переменной спутной скоростью.
Решение получено при следующих допущениях:
1) искривленная ось струи есть линия тока:
2) касательные напряжения на оси струи равны нулю. Использовано уравнение движения установившегося течения
несжимаемой жидкости в отсутствии сил вязкости:

С помощью коэффициентов Ламе осуществлен переход к криволинейным координатам, после чего проведено осреднение. Полученная система дифференциальных уравнений пограничного слоя принимается как исходная для всех дальнейших преобразований.
Использован метод полиномиальной аппроксимации профиля касательного напряжения, основанный на представлении профиля рейнольдсова напряжения сдвига в поперечных сечениях струи в виде полинома по степеням расстояния от оси струи. Полученное выражение решалось совместно с полуэмпирической формулой Прандтля для касательных напряжений, выведенной исходя из гипотезы о постоянстве коэффициента турбулентного обмена:

где

Совместное решение двух выражений для касательных напряжений позволило получить закономерность изменения скорости поперек струи, а также дифференциальное уравнение изменения толщины задней части струи по ее длине и дифференциальное уравнение изменения осевой скорости по продольной координате струи:

Расчетом подтверждено, что безразмерный профиль дефекта скорости в поперечном сечении струи не зависит от изменения давления.
Для получения зависимостей, описывающих траекторию, а также изменение скорости в зоне обратных токов, передней и боковой границ по длине струи использовано уравнение количества движения в проекциях на оси криволинейных координат х и у, записанные отдельно для элементарных объемов передней и задней частей струи. При этом действие отброшенной части струи заменялось силой реакции, а силы тяжести не учитывались:

Из уравнений количества движения получено четыре дифференциальных уравнения:


Исходная система нелинейных дифференциальных уравнений (1) - (6) решалась методом Гаусса.
Полученные расчетные зависимости показали, что данная математическая модель позволяет получить качественную картину течения секторной струи в потоке.

P.P. Ямалиев,
(УГАТУ, г. Уфа)
В существующей технологии контроля авиационных ТРДДФсм типа АЛ-31Ф и ремонтных ТРДФ типа Р25-300 на стендах завода изготовителя представляю интерес, с точки зрения отладки термодинамических параметров, измерения следующих величин:
n2 - частота вращения ротора высокого давления, %;
t*4 - температура газа за турбиной, °С;
Р4 - давление газа за турбиной, кгс/см2;
R0 - тяга двигателя, кгс;
tPHД- время выбега РНД при остановке, с;
tРВД _ время выбега РВД при остановке, с.
Кроме того, измеряются атмосферные условия t0 и В0, а также диаметры створок реактивного сопла на всех режимах (Dc).
По статистическим данным стенда завода изготовителя, был проведен корреляционно-регрессионный анализ, который позволил:
- оценить степень влияния получающихся в процессе серийного производства газодинамических и геометрических параметров на качество и стабильность качества выпускаемых двигателей;
- прогнозировать надежность как выборки, так и отдельных экземпляров двигателей в процессе эксплуатации;
- определить расчетным путем характер и степень влияния каждого составляющего параметра выходного контроля на результирующий параметр;
- выявить основные факторы, влияющие на неблагоприятные изменения какого-либо параметра выходного контроля в процессе серийного производства;
- оценить эффективность конструктивно-технологических изменений, вводимых в двигателей в процессе серийного производства.
На основе полученных зависимостей и коэффициентов была разработана программа автоматизированной обработки параметров авиационного газотурбинного двигателя при приемо-сдаточных испытаниях. Основной принцип разработанной программы - это соответствие измеряемых параметров эллипсу рассеивания, что позволяет определить уровень отклонения их от норм. На основании полученных результатов расчета программой выдаются рекомендации по изменению положения регулирующих органов с целью оптимальной откладки, информирование о необходимости переборки двигателя в случае невозможности откладки.
Программа позволяет:
- определять значения управляющих воздействий по оптимальной откладке и регулировке авиационных ГТД;
- сократить время проведения испытаний за счет уменьшения их количества;
уменьшить расходы на проведение испытаний за счет снижения расхода топлива.

Ф.К. Закиев,
(ОАО КПП «Авиамотор», г. Казань)
А.С. Киселев, Н.П. Великанова,
(КПУ им. А.Н. Туполева, г. Казань)

В сообщении представлены результаты расчетной оценки напряженно-деформированного состояния узла блока камеры сгорания авиационного ГТД. Объектом исследования является авиационный двигатель семейства НК-8 Генерального конструктора Н.Д. Кузнецова. Предметом исследования является внутренний корпус камеры сгорания.
Расчет напряженно-деформированного состояния внутреннего корпуса камеры сгорания газотурбинного двигателя выполнен на основе конечно - элементного подхода с использованием программного комплекса ANSYS.
В осесимметричной конечно-элементной модели задано закрепление корпуса в плоскости левого торца от осевого смещения. В плоскости правого торца приложены растягивающие осевые усилия от соплового аппарата турбины. К линиям наружных поверхностей внутреннего корпуса камеры сгорания приложен перепад давления от газовых потоков во внутреннем контуре двигателя.
Моделирование геометрии внутреннего корпуса камеры выполнено в CAD-системе «КОМПАС». При передаче геометрии в систему ANSYS использован формат обмена данными IGES.
Для создания конечно-элементной модели использовались осесимметричные элементы PLANE42.
Описание механических свойств материалов корпуса выполнено в линейной постановке для изотропного тела.
Корпус изготовлен из материала ХН77ТЮР. Влияние температуры на прочность корпуса внутреннего учтено через изменение механических свойств материала.
Результаты расчета показали, что расчетные запасы прочности обеспечивают безопасную эксплуатацию двигателя на заданный ресурс Максимальные напряжения имеют место вблизи правого фланца корпуса.

М.Н. Давыдов, Х.С. Гумеров, Р.Н. Дельмухаметов,
(УГАТУ, г. Уфа)
Опыт эксплуатации показывает, что надежность и ресурс рабочих и сопловых лопаток турбин определяется высокотемпературной сульфидно-оксидной газовой коррозией, обусловленной коррозионным воздействием золовых и газовых продуктов сгорания ГТД, поступающих в проточную часть двигателя. Все это ведет к серьезным видам повреждений лопаток и вызывает снижение надежности и экономичности турбин.
В связи с этим актуальным является разработка метода ускоренных испытаний на высокотемпературную газовую коррозию лопаток ГТД, обеспечивающего достоверную оценку коррозионной повреждаемости при минимальных временных и материальных затратах на испытания
Технология предлагаемого в данной работе метода ускоренного моделирования жаростойкости лопаток турбин ГТД реализуется в виде последовательности нагружений: травление лопатки в электролите – Rтр ; электрохимическая обработка (ЭХО) –Rэхо , высокотемпературная обработка в среде агрессивных газов (ВТО) - RBTO ; механическое нагружение лопатки на отдельном стенде – Rмex.
Для практической реализации предлагаемого метода ускоренных испытаний необходимо проведение экспериментальных исследований, уточняющих содержание каждого из этапов - «травление», «ЭХО» и «ВТО», т.к. теоретически предполагаемый эффект на каждом этапе испытаний может быть реализован различными способами и поэтому выбор условий нагружения лопаток в испытаниях должен осуществляться из условия минимальных временных и материальных затрат на испытания, а также обеспечения требуемой точности моделирования коррозии, наблюдаемой в эксплуатации. В частности, травление может реализоваться погружением в химический раствор, электролитическим способом, окислением с помощью нагрева и др. ЭХО может быть реализована с использованием различных одно- и многокомпонентных растворов электролитов. При этом варьируемыми параметрами являются ток и длительность обработки. ВТО возможна нагревом образцов с применением топливного нагрева или электротермического нагрева (электродуговой, сопротивлением, индукционный). Получение агрессивной атмосферы в печи (СО, С02, S02, S03 и др.) при проведении ускоренных испытаний возможно разложением солей при высокой температуре. ВТО проводится с регулированием температуры по высоте пера лопатки, т.к. известно, что одним из определяющих факторов высокотемпературной коррозии является температура испытаний, что позволит повысить эквивалентность испытаний эксплуатационным. Механическое нагружение лопаток в испытаниях осуществляется циклически. При этом количество циклов нагружения лопаток выбирается соизмеримым с их числом при работе лопатки в эксплуатации. При форсировании параметров цикла количество циклов в испытаниях уменьшается. Число циклов нагружения в атмосфере агрессивных газов и последующего механического нагружения определяется экспериментальным путем. При этом воспроизводится также действие от центробежных и вибрационных нагрузок.
Отличительной особенностью данного метода является то, что он пригоден для проверки коррозионной стойкости как сопловых, так и рабочих лопаток турбин.
Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант РФФИ № 06-08-00759-а).

В.А. Костерин,
(КГТУ им. АН. Туполева, г. Казань)
Поперечные струи в потоке на некоторой длине ведут себя как твердые тела. За струями, как за экранами, возникают отрывные циркуляционные течения.
На этой основе на кафедре авиационных двигателей КАИ коллективом научных сотрудников: Ржевским Е.В., Рогожиным Б.А., Хисматуллиным А.Я., Мотылинским И.П., Дудиным Л.А., Гилязовым M.Ш., Шалаевым Г.М., Носовым Л.А., Дудкиным В.Т. и другими разработаны и исследованы струйные способы стабилизации пламени, перспективные для регулируемых высокотемпературных, в частности, форсажных камер сгорания двигателей.
С другой стороны, поперечные струи интенсивно размываются в потоке. Это может быть использовано для создания эффективных смесителей и шумоглушителей.
Поперечные струи также являются эффективными устройствами для отклонения потоков и управления течением в потоках.
На этой основе разработаны газодинамические (струйные) способы защиты входных устройств турбореактивных двигателей от попадания выхлопных газов и посторонних предметов при посадке и пробег, самолета по полосе на режиме реверса тяги.
В целом, результаты исследований используются в авиационной промышленности при создании камер сгорания и смешения, шумоглушителей, а также в металлургии при создании специальных фурм для переплава чугуна в сталь путем нагрева и вдува кислородосодержащих порошков в ванну жидкого металла.

Б.Г. Мингазов, Ю.В. Токмовцев, Т.Х. Мухаметгалиев,
(КГТУ им. А.II. Туполева, г. Казань)

Процессы в камерах сгорания газотурбинных двигателей ГТД обеспечиваются непрерывной подачей топлива в первичную зону испарением, смешением с воздухом, воспламенением смеси и дальнейшим ее догоранием в промежуточной зоне. Следовательно, при конструировании камер сгорания ГТД очень важно знать взаимосвязь между полнотой сгорания топлива, законом распределения воздуха по длине КС. а также режимными параметрами - давлением, температурой и расходом воздуха
Предложенный зонный метод (разделение камеры по длине на ряд зон) и допущение, что в пределах каждой зоны приближенно происходит реагирование части топлива в виде однородной смеси паров топлива с воздухом, поступившим в каждую зону из предыдущего участка и воздуха из боковых отверстий жаровой трубы, позволяет избежать этих затруднений. Принимается, что в радиальном направлении пары топлива и воздух смешиваются достаточно быстро и процесс смесеобразования не является лимитирующим, в то же время состав смеси по длине камеры меняется ступенчато, от сечения к сечению каждой зоны, т.е. параметры на выходе зоны являются параметрами на выходе из предыдущей зоны. Фактически такое разделение объема жаровой трубы на п зон означает применение одномерной модели, которая позволяет проследить за изменением осредненных параметров потока и протеканием в них различных процессов в некоторый момент времени в осевом направлении. Такой подход позволяет применить основы теории турбулентного распространения пламени в пределах одной зоны.
В теории турбулентного горения при трактовке процесса выгорания топлива рассматривается отдельный усредненный объем смеси, который иногда называют «молью» смеси. Горение свежего вещества этих молей будет происходить по поверхности с турбулентной скоростью, механизм распространения пламени в турбулентном потоке при этом принимается следующим. Турбулентные пульсации выносят отдельные участки фронта пламени вперед в сторону свежей смеси. За время смешения направление пульсаций будет меняться, и пламя может перекинуться на один из соседних молей. Таким образом, распространение пламени обеспечивается эстафетным движением быстрейших точек. С этих позиций скорость распространения пламени в турбулентном потоке должна определяться как скоростью пульсаций, так и нормальной скоростью.
На основе этой теории была разработана программа, позволяющая проводить анализ изменения параметров по длине жаровой трубы.
С помощью нее был произведен анализ изменения основных параметров в камере сгорания двигателя НК-16-18СТ.

Л.Т. Моисеева, М.В. Соломина,
(КГТУ им. АН. Туполева, г. Казань)
Зависимость основных экономических критериев (трудоемкости, себестоимости, прибыли) от режимов резания носит экстремальный характер. Поэтому перевод действующего оборудования на оптимальные режимы является значительным резервом повышения эффективности обработки в условиях рыночной экономики.
Решение задачи минимизации трудоемкости фрезерования лопаток ГТД связано с определением оптимальных режимов обработки участков различной кривизны. А именно, интенсивность этой операции определяется двумя управляемыми факторами (режимами): скоростью резания V (м/мин) и подачей фрезы S (мм/зуб) вдоль траектории обработки заготовки. Одним из подходов решения таких задач является широкое применение методов экспериментальной оптимизации операций технологического процесса.
Для поиска оптимальных режимов S, V, обеспечивающих

используется метод крутого восхождения по поверхности отклика. Проведен вычислительный эксперимент по определению оптимальных режимов V и S при фрезеровании комплекса трактовых поверхностей лопатки пятой ступени компрессора низкого давления ГТД.
Для данной обработки используется фрезерный станок с ЧПУ NX-155 фирмы "Starrag", на котором одновременно обрабатывается 5 заготовок.
Операция обработки одной лопатки состоит из четырех переходов:
1) обработка входной и выходной кромок;
2) обработка участка сопряжения профиля пера лопатки с поверхностью хвостовика;
3) обработка трактовой поверхности с радиусом сопряжения хвостовика:
4) обработка пера лопатки.
Трудоемкость обработки одной заготовки определяется как суму , трудоемкостей обработки каждого из участков:
(1)
где τi - трудоемкость обработки каждого из участков лопатки.
(2)
где τв, τо и τi - соответственно вспомогательное, основное и инструментальное время, отнесенное к одной обработанной заготовке. Подставив в это выражение значения:
(3, 4)
Здесь Li - длина рабочего хода фрезы на i-м участке; Si - подача на зуб фрезы на i -м участке заготовки; ni - частота вращения фрезы на i-м участке; Z - количество зубьев фрезы; d - диаметр фрезы.
(5)
где τ1 - затраты времени на одну смену изношенного инструмента: τ0i - основное время для i-го участка; Тi - стойкость инструмента для постоянных режимов i -го участка.
Таким образом, целевая функция имеет вид:
(6)
При поиске V и S, минимизирующих τш, должен быть учтен ряд ограничений, обеспечивающих качество операции (точность, шероховатость, отсутствие поломок и т.д.). Существенными являются ограничения:
• по стойкости инструмента: Т > τ0
• по шероховатости: S < S∆ = 0.6 мм/зуб.; (Rz = 60 мкм) V < V∆ = 100 м/мин.;
Алгоритм работы программы расчета включает следующие этапы:
1. Ввод исходных данных для четырех участков: базовые значения и интервалы варьирования, вспомогательное время, инструментальное время.
2. Расчет координат вектора-градиента для четырех участков.
3. Определение оптимальных режимов для четырех участков.
4. Определение общей минимальной трудоемкости обработки.
В ходе вычислений получены оптимальные режимы (V, S) обработки для каждого участка лопатки:
1 участок (кромки): S = 0,0678 мм/зуб; V=100м/мин; τш =5.83 мин.
2 участок (участок сопряжения): S = 0.0621 мм/зуб; V=100м/мин; τш = 3,13 мин.
3 участок (радиус сопряжения, трактовая поверхность хвостовика): S = 0,0631 мм/зуб; V=100м/мин; τш =4,33 мин.
4 участок (спинка, корыто): S = 0,0623 мм/зуб; V = 100 м/мин; τш =16,5 мин.
Трудоемкость обработки одной заготовки:

В результате вычислений были найдены оптимальные режимы фрезерования поверхностей лопаток ГТД при работе на которых можно сократить трудоемкость обработки по сравнению с заводской в 1,5 раза.