Том 3, № 1 (2016)

Исследования газодинамической устойчивости ГТД являются важнейшим этапом его доводочных испытаний, направленных на обеспечение надёжности  создаваемого двигателя. Доводочные работы осложняются тем, что устойчивость двигателя зависит от взаимодействия многих функциональных узлов, включая компрессор, камеру сгорания, турбину, а также от режима его работы и  значительного числа внешних факторов. Цель статьи - обеспечить процесс испытаний средствами получения более полной  информации о газодинамических процессах, протекающих в проточной части двигателя. Это может  ускорить  выявление недостатков конструкции, выработку мероприятий по их устранению и сократить сроки доводки, а на завершающем этапе испытаний установить с большей точностью фактическую границу устойчивости созданного двигателя. Для повышения достоверности определения начальной  стадии возникновения срывных процессов в проточной части двигателя предложен новый подход к выбору контролируемых параметров - изгибных колебаний рабочих лопаток и пульсаций давления. Рассмотрена обобщенная структура системы сбора информации на основе средств, обеспечивающих работоспособность  используемых датчиков в экстремальных условиях их эксплуатации, а также  необходимые динамические характеристики системы. Раскрыты принципы построения таких систем и дано описание функционирования  системы. Раскрыты возможности системы по определению срывных явлений, показаны варианты вычисления параметров, характеризующих изгибные колебания пера лопатки, показаны варианты представления  результатов наблюдений в графической форме. Указано на перспективу использования предложенных средств при штатной эксплуатации двигателя.

Особенностью конструкции космического аппарата открытого исполнения является наличие углепластикового цилиндра, вокруг которого с помощью пилонов закреплены трёхслойные сотовые панели. На этих панелях установлено электронное оборудование, антенно-фидерные системы ретрансляторов, агрегаты и приборы системы управления спутником. Вибрационное нагружение таких конструкций предлагается производить как электродинамическим вибростендом (до 100 Гц), так и диффузным акустическим полем в реверберационной камере. Отклик конструкции на вибрационное и акустическое нагружение фиксируется акселерометрами и представляется в виде амплитудно-частотных характеристик и зависимости спектральной плотности мощности случайного сигнала от частоты колебаний. Обнаружение дефектов космического аппарата производится по изменению параметров его вибрационного отклика. Для этого вибрационные и акустические испытания проводятся в три этапа. На первом этапе выполняется зондирующее вибрационное нагружение конструкции с низкой интенсивностью. Результаты испытаний – резонансные частоты и амплитуды колебаний – сравниваются с проектными значениями или с значениями, определёнными при наземной экспериментальной отработке космического аппарата. На втором этапе испытания производятся при повышенных нагрузках, но на безопасных режимах, рассчитанных по специальной методике. Третий этап является повторением первого. В результате по отклонениям параметров вибраций определяется местоположение и характер дефекта. В статье представлены основные положения методики и результаты виброакустической диагностики космических аппаратов. Сделан вывод о целесообразности использовании такой диагностики на заключительных этапах изготовления изделий.