Исследование импульсных воздействий на работу авиационных двигателей

Лазерные и плазменные технологии в настоящее время нашли применение в целом ряде инновационных промышленных технологий, методах моделирования и исследованиях процессов взаимодействия излучения и плазмы с веществом. Развитие наиболее мощных импульсных лазерных и плазменных систем направлено на исследование поведения веществ в экстремальных условиях, на военные применения и решение проблем лазерного термоядерного синтеза [1].

Результаты исследований [2, 4, 5] показали возможность применения излучения мощных лазе- ров, импульсной разрядной плазмы и взрыва ВВ для моделирования удара молнии.

Цель. В данной работе представлены результаты исследования воздействия гроз и других импульсных воздействий природного и техногенного характера на работу турбореактивных двигателей летательных аппаратов (ЛА). Исследование проводилось на основе результатов, полученных одним из авторов работы, Б.Д. Христофоровым при моделировании указанных воздействий импульсным лазерным облучением воздухозаборников ЛА импульсными электрическими разрядами и взрывами небольших зарядов взрывчатых веществ (ВВ).

Материалы и методы. Для моделирования применялись лазеры на длине волны 1,315 мкм с взрывной накачкой. Кроме этого, проводилось сравнение действия импульсных лазеров на двигатели ЛА с действием электрических разрядов и действием взрывов ВВ в воздухе. В качестве летательных аппаратов, применявшихся в экспериментах по моделированию молнии или других воздействий на воздухозаборник самолета, использовались стоящие на земле с работающими двигателями самолеты МИГ-23 и МИГ-21, рис. 1. В опытах лазерный пучок или разрядная плазма воздействовали на поверхность конуса у входа в воздухозаборник.

Энергия воздействия лазера и разряда варьировались в диапазоне от 10 до 49 кДж. Для образования разрядной плазмы на входе в воздухозаборник использовался электрический взрыв плоского проводника из металлической фольги массой m1, обычно составлявшей 0,14 г. Использовалась батарея конденсаторов емкостью до 13000 мкФ, напряжением до 5 кВ, запасаемой энергией до 160 кДж. Для взрывов использовались инициируемые в центре заряды ВВ с теплотой взрыва Q = 4,8 МДж/кг, плотностью около 1600 кг/м3 массой до 0,02 кг. При лазерном облучении, разрядах и взрывах скоростные фотокамеры регистрировали с разных направлений и с разной частотой облако взрыва или возникающий плазменный факел. Теневой метод позволял регистрировать фронт ударной волны.

Моделирование удара молнии и других воздействий на работу турбореактивного двигателя ЛА, летящих на низких высотах и дозвуковых скоростях, проводились также при его встречном обдуве со скоростями до 500 км/час, используя реактивную струю из сопла другого ЛА.

Результаты исследования. В табл. 1 приведены характерные результаты измерений при разряде и облучении на конусе самолета в 10 см от входа в воздухозаборник после окончания выделения энергии, где E - полная энергия плазмы, E_э – энергия в разряде с учетом горения инициатора разряда, m 1 – масса фольги h и V₁ – высота подъема и объем факела на преграде к концу выделения энергии, T – яркостная температура плазмы в ИК области. m₁- масса взрывающего электрического проводника.

Конус воздухозаборника-место воздействия лазерного пучка или электрического взрыва при моделировании удара молнии

Турбореактивный

Рис. 1. Летательный аппарат, применявшийся в модельных экспериментах.

Таблица 1

Параметры разрядной и лазерной плазмы на самолете перед воздухозаборником

Показатель Разрядная плазма Лазерная плазма E, кДж 35 27 19 14 23 19,5 18 30 Eэ, кДж 31 22,7 15 10,4 - - - - m1, г 0,14 0,14 0,14 0,14 - - - - h, см 21 18 14 11,5 - - 11,5 21 V1, литр 52 42 26 20 31 29 - - T, кК 27,5 21 22 21 - 23 - 32 линиями показаны расчеты Brode для сферического взрыва тротила и нагретой сферы [3]. Светлые и черные ромбы – измерения при лазерном облучении и разрядах. Большие кресты и звезды – измерения при разрядах и скорости обдува 40 и 80% от максимальной.

а)

б)

Рис. 2. Зависимости приращения приведенного давления ∆π на фронте (а) и приведенного удельного импульса I/E^1/3 (б) в сферической ударной волне от приведенного расстояния λ. Сплошными и пунктирными

На рис. 2а, б показаны зависимости безразмерных параметров: приращения приведенного давления ∆π на фронте и приведенного удельного импульса I/E1/3 в сферической ударной волне от приведенного расстояния λ. Здесь I- удельный импульс, λ = R/(E/P0)1/3, π= Pm/P0 – отношение максимального давления УВ к атмосферному. Светлыми и черными ромбами показаны результаты измерений при лазерном облучении и разрядах. Сплошными и пунктирными линиями показаны расчеты Brode [3] для сферического взрыва тротила и нагретой сферы.

Зависимости ∆Pm(R/m1/3) и I/m1/3(R/m1/3) для максимального давления и удельного импульса ударной волны при взрыве описываются формулами Садовского (1) совпадающими с расчетами Бро-уда при R/m1/3 ≥ 1 для сферического взрыва тротила:

∆Pm= 0,084/(R/m1/3) + 0,27/(R/m1/3)2 + 0,695/(R/m1/3)3, I =184/(R/m2/3) (1), где давление ∆Pm на фронте ударной волны в МПа, расстояние R в м, масса тротила m в кг [4]. Теплота взрыва тротила принята Q = 4,2МДж/кг, E = mQ, R/m1/3 = 3,47λ = 3,47R/(E/P0)1/3, где λ- приведенное расстояние.

Методы моделирования действия молнии на двигатели ЛА позволили тарировать антипомпаж- ные системы и оценить минимальную энергию плазмы необходимую для поражения ЛА типа МИГ17-23.

Проведенные наземные исследования показали, что втекание лазерной, разрядной и взрывной плазмы в воздухозаборник ЛА может приводить к потере газодинамической устойчивости работы их турбореактивных двигателей, переход в помпаж и прекращение работы, рис. 3.

Рис. 3. Диаграмма, характеризующая энергетические границы срыва (вертикальные пунктирные линии) турбореактивного двигателя при разных приведенных частотах работы двигателя n%. Темные и светлые квадраты – нарушение газодинамической устойчивости двигателя и его отсутствие.

облучении мишеней с энергией характерной для молний, определены их тротиловые эквиваленты, которые для лазерной и разрядной плазмы, примерно, одинаковы в проведенных опытах и вдвое ниже, чем при взрыве ВВ. Определено влияние внешнего обдува со скоростями до 500 км/час, моделирующего бурю или полет самолета на низких высотах на параметры ударных волн при грозах. Определены уровни энергии необходимые для нарушения газодинамической устойчивости авиационных двигателей при разных режимах их работы на низких высотах и дозвуковых скоростях.