Технические науки/ 9.Авиация и космонавтика

Д.т.н. Христофоров Б.Д.¹, д.ф.-м.н. Христофоров О.Б.², к.п.н. Чертовских О.О.³

Институт динамики геосфер РАН¹, Россия;
Троицкий институт инновационных и термоядерных исследований², Россия;
Московский государственный институт международных отношений³, Россия

Исследование импульсных воздействий на работу авиадвигателей

ВВЕДЕНИЕ. 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. Результаты исследований [1- 3] показали возможность применения излучения мощных лазеров, импульсной разрядной плазмы и взрыва ВВ для моделирования удара молнии.

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.

Рис. 1. Схема эксперимента: 1, 2 – первый и второй ЛА, 3- место импульсного воздействия, 4- внешний обдув с помощью реактивной струи двигателя второго ЛА.

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 таблице 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, m₁ - 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.

Таблица 1. Параметры разрядной и лазерной плазмы на самолете перед воздухозаборником.

	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

На рис. 2а, б показаны зависимости безразмерных параметров: приращения приведенного давления ∆π на фронте и приведенного удельного импульса I/E^1/3 в сферической ударной волне от приведенного расстояния λ. Здесь I- удельный импульс, λ = R/(E/P₀)^1/3, π= P_m/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 [4] для сферического взрыва тротила и нагретой сферы.

Зависимости ∆P_m(R/m^1/3) и I/m^1/3(R/m^1/3) для максимального давления и удельного импульса ударной волны при взрыве описываются формулами Садовского (1) совпадающими с расчетами Броуда при R/m^1/3 ≥ 1 для сферического взрыва тротила:

∆P_m= 0,084/(R/m^1/3) + 0,27/(R/m^1/3)² + 0,695/(R/m^1/3)³, I =184/(R/m^2/3) (1),

где давление ∆P_m 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/m^1/3 = 3,47λ = 3,47R/(E/P₀)^1/3, где λ- приведенное расстояние.

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

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 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.

В условиях опытов антипомпажные системы обычно не успевали восстановить работу двигателя. С ростом n%- приведенной частоты работы двигателя, определяющей скорость продувки двигателя, необходимая для срыва его газодинамической устойчивости энергия нагретого газа уменьшалась. Так, при n= 93% затраты энергии на образование плазмы, затягивание которой в воздухозаборник приводит к нарушению газодинамической устойчивости двигателя, были менее 19 кДж. Срыв в работе турбореактивного двигателя наступал после прохождения УВ и областью нагретого газа двигателя, носил вероятностный характер и зависел от энергии или объема плазмы и числа оборотов двигателя.

Нарушения в работе двигателя сопровождались выбросом из воздухозаборника нагретого газа, который регистрировался тепловыми датчиками после прохождения области нагретого газа через компрессор, и из сопла, который регистрировался фотокамерами.

ВЫВОДЫ. Были определены параметры ударных волн при электрических разрядах и лазерном облучении мишеней с энергией характерной для молний, определены их тротиловые эквиваленты, которые для лазерной и разрядной плазмы, примерно, одинаковы 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.

Полученные результаты, в частности, дают основания предположить, что гибель ИЛ-76 при тушении лесных пожаров в Иркутской области 2016 г. может быть связана с нарушением газодинамической устойчивости двигателей и потери маневренности ЛА в условиях холмистой местности при попадании продуктов горения в воздухозаборники после сброса воды в горящий лес с высоты менее 100 м.

Литература:

1. Khristoforov B.D. Modeling gas-dynamic processes in thunderstorms by powerful electric discharges//Combustion, Explosion, and Shock Waves. 2010. V. 46. No 1. P. 11-15.

2. Христофоров Б.Д. Моделирование параметров молнии и грома мощным электрическим разрядом и излучением // Академический журнал Западной Сибири. 2013. Т. 9. № 5 (48). С. 118-122.

3. Христофоров Б.Д., Христофоров О.Б. Моделирование действия молнии электрическими разрядами и излучением // Научный вестник. 2016. № 1(7). С. 196-206.

4. Броуд Г. Расчеты взрывов на ЭВМ. М.: Мир, 1976.