Анализ газодинамических параметров камер сгорания авиационных ГТД | Статья в журнале «Молодой ученый»

Авторы: ,

Рубрика: Технические науки

Опубликовано в Молодой учёный №24 (128) ноябрь 2016 г.

Дата публикации: 20.11.2016

Статья просмотрена: 320 раз

Библиографическое описание:

Кишалов А. Е., Маркина К. В. Анализ газодинамических параметров камер сгорания авиационных ГТД // Молодой ученый. — 2016. — №24. — С. 81-87. — URL https://moluch.ru/archive/128/35590/ (дата обращения: 18.10.2018).



Введение

На сегодняшний день авиационные газотурбинные двигатели (ГТД) различных типовдостигли очень высокой степени газодинамического, конструктивного и технологического совершенства. У двигателей для военных самолетов наиболее сложными и ответственными узлами в проектировании является камера сгорания (КС) и форсажная камера (ФК), которые работают в условиях чрезвычайно высоких температур. В этих узлах происходят такие сложные процессы, как распыл, испарение, смешение топлива с воздухом и горение. Процесс горения в значительной степени зависит от параметров на входе в камеру сгорания. При изменении режима работы двигателя, при полёте с различными скоростями и на различных высотах изменяются параметры и характеристики КС и ФК.

В статье рассматривается анализ параметров потока КС и ФК в авиационных воздушно-реактивных двигателях (ВРД) прямой тяги с малой степенью двухконтурности в зависимости от года изготовления.

Моделирование ианализ характеристик КС иФК

Для анализа были исследованы параметры на входе в КС (на выходе из компрессора), которые определяют параметры процесса горения и характерные размеры КС (давление, температура), параметры на выходе из КС (температура, коэффициент избытка воздуха) [1]. Для ФК исследовались давление, температура, коэффициент избытка воздуха на входе; на выходе — температура, давление. Перечисленные параметры были получены в результате расчёта в системе имитационного моделирования (СИМ) DVIGw (рис. 1.) [2].

ТРДДФ F119-PW-100

ТРДД АИ-25

Рис. 1. Топологические модели двигателей в СИМ DVIGw

Анализируя изменения параметров потока в зависимости от года разработки и поколения АД можно предсказать соответствующие параметры для будущих поколений [3, 4]. Список анализируемых ВРД по поколениям и схемам приведен в табл. 1.

Таблица 1

Поколения авиационных ГТД

Поколение (год разработки)

Схема двигателя

Двигатели

I

(1948–1959 гг.)

ТРД

АМ-ТКРД-01, АМ-ТРД-02, АМ-3, ВД-7, АМ-5, АЛ-5

ТРДФ

ВК-1Ф, GE1/J1A1, 356–34В

ТРДДФ

ВК-3

II

(1953–1970 гг.)

ТРДФ

Р11–300, Р11Ф-300, Р11Ф2–300, Р11Ф2С-300, Р15–300, АЛ-7Ф-1, GE4, GE4/J5, GE4/J5P, J85–13A, E-300A, АЛ-7Ф2, АЛ-7Ф4, J85–15, Atar 9К-50, J85–21, J58-P- 4, J79–11A, J79–10, Р13–300, Р15Б-300, J79–19, J79–17

ТРД

ВД-7Б, КРД-26, КР7–300

ТРДД

НК-8–4, АИ-25, НК-8–2, АИ-25ТЛ, НК-8–2У

ТРДДФ

Adour RT.172, M.53–02, M.53–5

III

(1957–1979 гг.)

ТРДДФ

НК-6, НК-144, F100-PW-100, RB.199, НК-22/НК-23, F101-GE-100, AdourMk.102, F101-GE-102, НК-144А, Adour 58, НК-144В, НК-32–1, F100-PW-220, F401-PW-400, M.53-P2, AdourMk.804, J79-GE-119

ТРДФ

Р27–300, Р27Ф2–300, АЛ-21Ф, АЛ-21Ф-3, АЛ-21Ф-3А, Р29–300, Р25–300, Р29Б-300, Olimpus 593 MK 602, Olimpus 593, J97

ТРДД

ДВ-2, ДВ-2Б, НК-86, НК-8–4К

IV

(1971–2008 гг.)

ТРДДФ

НК-25, F404-GE-400, НК-32, F110-GE-100, F110-GE-400, F404-GE-100, F125, Д-30Ф6, PW1120, M.85, F110-GE-129, F100-PW-229, АЛ-31Ф, F404.RM.12, EJ200, АЛ-41Ф, J101/SF, АЛ-55Ф

ТРДД

АИ-222–25, АИ-222–28, АЛ-55

IV+

(1988–2000 гг.)

ТРДДФ

АЛ-31ФП, IPE-92, IPE-94, JSF119, F136, F110-GE-129EFE, F110-GE-132, F100-PW-229A

IV++

(2005 г.)

ТРДДФ

АЛ-41Ф-1

V

(1991–2016 гг.)

ТРДДФ

F119-PW-100,F135, F414-GE-400, АЛ-41Ф2

Результаты моделирования АД представлены на рис. 2–7, в зависимости от года разработки и поколения двигателя [5, 6].

Из анализа проведенных результатов, представленных на рис. 2, видно, что полная температура на выходе из компрессора () растет с увеличением года разработки и с ростом поколения. Температура выходе из компрессора увеличивается из-за увеличения степени повышения давления (), что можно увидеть по увеличению давления на выходе из компрессора (, рис. 3). Максимальная температура и давление за компрессором — у двигателя F136.

Рис. 2. Температура на выходе из компрессора

Рис. 3. Давление на выходе из компрессора

На рис. 4 приведена температура () на выходе из КС. По мере увеличения от года разработки и поколения двигателя температура за КС растет. Максимальная температура в КС у двигателей V поколения — F119-PW-100 и F135.

Рис. 4. Температура на выходе из КС

На рис. 5 и 6 приведены температуры и давления на входе в ФК. Оба параметра растут с увеличением года и поколения. Чем выше температура и давление, тем проще организовать процесс горения (параметры приближаются к точке самовоспламенения топлива). Чем ниже температура на входе в ФК, тем больше энергии можно подвести к потоку и, соответственно, тем выше степень форсирования двигателя (что характерно для двигателей ранних поколений). Минимальная температура на входе в ФК у двигателей ДВ-2Б, НК-25, F101-GE-100 и F101-GE-102. Максимальные температуры на входе в ФК — у ТРДФ II поколения — J85–21. Максимальное давление у двигателя V поколения — F119-PW-100.

Рис. 5. Температура на входе в ФК

Рис. 6. Давление на входе в ФК

На рис. 7 приведены температуры на выходе из ФК, уровень которых значительно выше температур за КС. Это связано с тем, что за ФК нет таких теплонапряжённых высоконагруженных узлов как турбина. С увеличением года разработки и поколения двигателя наблюдается рост температур на выходе из ФК. Чем выше температура, тем выше эффективность цикла, большая тяга и большие скорости истечения из сопла (что позволяет достичь больших скоростей полета). Максимальная температура у двигателя — F100-PW-229A.

Рис. 7. Температура на выходе из ФК

В данном исследовании было проанализировано изменение параметров на взлетном максимальном и форсированном режимах. При проектировании КС и ФК необходимо обеспечить устойчивое горение во всем диапазоне режимов, высот и скоростей. При полётах на больших высотах и с различными скоростями параметры на входе в данные узлы могут меняться значительно. Для дальнейшего более точного анализа изменения параметров КС и ФК необходимо провести расчеты высотно-скоростных характеристик данных двигателей.

Выводы

В результате исследования проведено моделирование 112 авиационных ВРД прямой тяги с малой степенью двухконтурности (ТРД, ТРДД, ТРДФ и ТРДДФ) I–V поколений отечественного и зарубежного производства. Проанализировано изменение параметры потока в КС и ФК, в зависимости от поколения и года разработки двигателя.

Исследование выполнено при финансовой поддержке РФФИ в рамках научного проекта № 16–38–00077 мол_а.

Литература:

  1. Ахмедзянов Д. А. Обзор и анализ параметров потока в основных узлах авиационных двигателей / Ахмедзянов Д. А., Кишалов А.Е, Шабельник Ю. А., Маркина К. В., Полежаев Н. И. // Молодежный Вестник УГАТУ — Уфа: УГАТУ, 2012. № 4 (5) — С. 25–36.
  2. Кривошеев И. А. Имитационное моделирование работы авиационных ГТД с элементами систем управления /Кривошеев И. А., Ахмедзянов Д. А., Кишалов А. Е. // Вестник УГАТУ. — Уфа: УГАТУ, 2008. № 2 (29) серия «Машиностроение» –С. 3–11.
  3. Кишалов А. Е., Ключев Н. А. Моделирование и анализ характеристик ТРДДФсм для самолётов V поколения в системе DVIGw// Мавлютовские чтения: материалы Х Всероссийской молодёжной научной конференции «Мавлютовские чтения». — Уфа: УГАТУ, 2016. — С. 199–203.
  4. Krivosheev I. A., Kishalov A. E., Kozhinov D. G. The Thermo-Gas-Dynamic Modeling of Afterburning Turbofan Engine for High Maneuverable Aircraft Combined with Its Automatics // 2nd International Conference on Industrial Engineering (ICIE-2016) Procedia Engineering. Volume 150, 2016, P. 126–131 (http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1877705816312826)
  5. Жернаков В. С. Прогноз основных характеристик ТРДДФсм для перспективных авиационных комплексов / Жернаков В. С., Кривошеев И. А., Ахмедзянов Д. А., Кишалов А. Е., Маркина К. В., Липатов В. Д. // Вестник УГАТУ. — Уфа: УГАТУ, 2015. № 2 (68). — С. 56–62.
  6. Ахмедзянов Д. А., Кишалов А. Е. Моделирование переходных процессов, протекающих при отладке автоматики при испытаниях ТРДДФ / Вестник ВГТУ. — Воронеж, 2011. Т.7(8). — С.152–158.
Основные термины (генерируются автоматически): температура, выход, поколение, параметр, двигатель, давление, вход, поколение двигателя, максимальная температура, прямая тяга.


Похожие статьи

Перспективы и проблемы развития авиационных газотурбинных...

 увеличить температуру выхода газов из камеры сгорания на 2500–4500 С, что позволяет увеличить максимальную тягу двигателя на взлётном режиме, при неизменном охлаждении лопаток ТВД

Оценка влияние внешних факторов на работу авиационного...

Рис. 3. Зависимость тяги двигателя, удельной тяги и расхода воздуха от температуры на входе в двигатель. Графики наглядно показывают, что при увеличении температуры на входе в двигатель, тяга двигателя значительно падает...

Оптимальные параметры регулирования режимов работы...

Работа ГТУ существенно зависит от параметров наружного воздуха: температуры, давления и влагосодержания.

Своевременная качественная промывка ГВТ не только обеспечивает нормальную эксплуатацию двигателя в течение межремонтного ресурса (25 000 часов), но и во...

Термогазодинамический расчет газотурбинной силовой установки

коэффициент восстановления, полное давление, вход, двигатель, изменение параметров, максимальная температура, свободная турбина, меньшее влияние, математическая модель, удельный расход топлива.

Анализ методов защиты авиационных газотурбинных двигателей...

Общее повышение температуры воздуха на входе в двигатели из-за забрасывания выпускных газов может достигать 10... 15 °С при максимальном подогреве отдельных участков на 25...30 °С...

Анализ нагрузок, действующих на элементы конструкции ГТД

, (1). где , – статические давления в потоке перед ВУ и за ВУ; , – площади на входе и выходе ВУ; m – расход воздуха; , – скорость

Выходное устройство предназначено для преобразования энергии газа, выходящего из двигателя, в энергию реактивной тяги заданного направления.

Обзор особенностей работы камер сгорания ПВРД

При возрастании потерь полного давления (уменьшении σкс) увеличивается удельный расход топлива и уменьшается удельная тяга двигателя

При увеличении скорости полета давление и температура торможения набегающего потока увеличиваются.

Работа турбины авиационного ГТД в условиях повышенной...

Настраиваем параметры сетки на поверхностях.

На выходе задано статическое давление. Так же были заданы частота вращения ротора

В результате расчета рабочей лопатки ТНД получены следующие результаты, максимальная относительная температура лопатки 1,285.

Пути увеличения мощности двигателя ВАЗ-21126 и их влияние на...

Вход / Регистрация.

В качестве датчика температуры впускаемого воздуха был выбран датчик автомобиля «Нива-Шевролет».

Основные термины (генерируются автоматически): абсолютное давление, литровая мощность, ресурс двигателя, доработка, двигатель, система...

Обсуждение

Социальные комментарии Cackle

Похожие статьи

Перспективы и проблемы развития авиационных газотурбинных...

 увеличить температуру выхода газов из камеры сгорания на 2500–4500 С, что позволяет увеличить максимальную тягу двигателя на взлётном режиме, при неизменном охлаждении лопаток ТВД

Оценка влияние внешних факторов на работу авиационного...

Рис. 3. Зависимость тяги двигателя, удельной тяги и расхода воздуха от температуры на входе в двигатель. Графики наглядно показывают, что при увеличении температуры на входе в двигатель, тяга двигателя значительно падает...

Оптимальные параметры регулирования режимов работы...

Работа ГТУ существенно зависит от параметров наружного воздуха: температуры, давления и влагосодержания.

Своевременная качественная промывка ГВТ не только обеспечивает нормальную эксплуатацию двигателя в течение межремонтного ресурса (25 000 часов), но и во...

Термогазодинамический расчет газотурбинной силовой установки

коэффициент восстановления, полное давление, вход, двигатель, изменение параметров, максимальная температура, свободная турбина, меньшее влияние, математическая модель, удельный расход топлива.

Анализ методов защиты авиационных газотурбинных двигателей...

Общее повышение температуры воздуха на входе в двигатели из-за забрасывания выпускных газов может достигать 10... 15 °С при максимальном подогреве отдельных участков на 25...30 °С...

Анализ нагрузок, действующих на элементы конструкции ГТД

, (1). где , – статические давления в потоке перед ВУ и за ВУ; , – площади на входе и выходе ВУ; m – расход воздуха; , – скорость

Выходное устройство предназначено для преобразования энергии газа, выходящего из двигателя, в энергию реактивной тяги заданного направления.

Обзор особенностей работы камер сгорания ПВРД

При возрастании потерь полного давления (уменьшении σкс) увеличивается удельный расход топлива и уменьшается удельная тяга двигателя

При увеличении скорости полета давление и температура торможения набегающего потока увеличиваются.

Работа турбины авиационного ГТД в условиях повышенной...

Настраиваем параметры сетки на поверхностях.

На выходе задано статическое давление. Так же были заданы частота вращения ротора

В результате расчета рабочей лопатки ТНД получены следующие результаты, максимальная относительная температура лопатки 1,285.

Пути увеличения мощности двигателя ВАЗ-21126 и их влияние на...

Вход / Регистрация.

В качестве датчика температуры впускаемого воздуха был выбран датчик автомобиля «Нива-Шевролет».

Основные термины (генерируются автоматически): абсолютное давление, литровая мощность, ресурс двигателя, доработка, двигатель, система...

Задать вопрос