Термогазодинамические расчёты ГТД logo

Категории раздела

Нормативные документы [3]
Включает в себя нормативную документацию
Литература [8]
Включает в себя полезную литературу
Дистрибутивы ThermoGTE [3]
Включает в себя дистрибутивы программного комплекса ThermoGTE
Полезные программы [2]
Включает в себя дистрибутивы полезных при работе с ThermoGTE программ

Наш опрос

Для каких целей Вам нужнен ПК
Всего ответов: 11

Статистика


Онлайн всего: 1
Гостей: 1
Пользователей: 0

Каталог файлов

Главная » Файлы » Литература

Насосы. Турбины. Системы №4(21)/2016
[ Скачать с сервера (480.4 Kb) ] 02.01.2018, 22:35

УДК 621.452.32

Определение целесообразности использования регулируемого сопла в силовой установке самолета, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло».

О. П. Минин: Директор центрального конструкторского бюро ПАО «Туполев» (Россия, г. Москва), ole-m2@ yandex.ru
И. А. Лещенко: Ведущий инженер-конструктор бригады термодинамических расчетов ПАО «НПО «Сатурн», д. т. н., с. н. с. (Россия, г. Москва), igor.leshchenko@yandex.ru
Д. А. Олишевский: Ведущий инженер-конструктор ПАО «Туполев» (Россия, г. Москва), oliverkoms@inbox.ru

Определяется целесообразность применения регулируемого сопла в силовой установке дозвукового транспортного самолета, выполненного по нетрадиционной аэродинамической компоновке — «летающее крыло». Проводится оценка влияния изменения площади сопла как на характеристики двигателя, так и силовой установки. Для оценки влияния площади сопла на параметры и характеристики двигателя используется поэлементная нелинейная математическая модель двигателя. Переход от характеристик двигателя к характеристикам силовой установки в ходе исследования выполняется путем дополнительного учета сил внешнего сопротивления входного устройства.
Ключевые слова: газотурбинный двигатель, регулируемое сопло, запас газодинамической
устойчивости, топливная экономичность, математическая модель.

Использование нетрадиционных аэродинамических схем самолетов в настоящее время счи-тается весьма перспективным направлением при решении задач, связанных с повышением эффективных характеристик летательных аппаратов. Одной из разновидностей таких схем является аэродинамическая компоновка «летающее крыло» — разновидность схемы «бесхвостка» с редуцированным фюзеляжем, роль которого играет крыло, несущее все агрегаты, экипаж и полезную нагрузку (рис. 1). Благодаря отсутствию фюзеляжа и больших плоскостей управления обеспечивается высокая аэродинамическая эффективность такого планера. По разным оценкам, величина аэродинамического качества может достигать величины порядка 20 - 22. Компоновка «летающее крыло» обеспечивает дополнительные преимущества, например — возможность снизить удельную массу планера и за счет этого существенно увеличить массу полезной нагрузки или запаса топлива. 

Силовая установка рассматриваемого типа ЛА включает в себя ТРДД с общим плоским соплом, интегрированным в планер. Для дозвуковых самолетов рассматриваемой схемы наилуч-шая топливная эффективность обеспечивается при большой степени двухконтурности, порядка 4…6 [1].

Обеспечение достаточного запаса газодинамической устойчивости двигателей — задача, которую необходимо решать при проектировании силовой установки для указанного типа ЛА. Дело в том, что находящийся на передней кромке крыла воздухозаборник имеет весьма сложную пространственную геометрию (рис. 2). Узкий щелеобразный вход на довольно коротком участке переходит в круглый канал, необходимый для сопряжения с входным сечением двигателя.

Аэродинамика каналов несимметричной пространственной конфигурации весьма сложна и в настоящее время интенсивно совершенствуется и исследуется. Однако уже сейчас можно с высокой определенностью утверждать, что на входе в двигатель ожидается весьма значительная радиальная и окружная неравномерность потока. Как известно, наличие неравномерности на входе в компрессор уменьшает запас его газодинамической устойчивости.

Воздухозаборник

Рис. 1. Общий вид планера

Общий вид канала воздухозаборника

Рис. 2. Общий вид канала воздухозаборника

При работе двигателя на земле в условиях отсутствия скоростного напора создаются наиболее неблагоприятные условия для работы вентилятора. С одной стороны, здесь ожидается наибольший уровень неравномерности потока на входе, что должно смещать границу устойчивой работы вниз — вправо. С другой стороны, докритический перепад давления на сопле уменьшает его пропускную способность и дополнительно дросселирует вентилятор, а это приводит к смещению рабочей точки вентилятора влево — вверх, приближая ее к границе устойчивой работы. На рисунке 3 показано поле полного давления в сечении входа в двигатель на взлетном режиме работы последнего в земных условиях с нулевой скоростью набегающего потока. Поле давления имеет значительную неоднородность.

При работе двигателя на крейсерском режиме полета ЛА описанные выше особенности выражены в меньшей степени (рис. 4).

Особенностью щелевого входного устройства являются достаточно большие потери при нулевой скорости полета. Как показали расчеты, увеличение потерь на 5 % заметно усугубляет проблему обеспечения устойчивой работы вентилятора.

Поле полного давления

Рис. 3. Поле полного давления на входе в двигатель
в стартовых условиях

Поле полного давления

Рис. 4. Поле полного давления на входе в двигатель
в условиях крейсерского полета

На рисунке 5 видны полученные расчетным путем смещение рабочей линии и уменьшение располагаемого πсопла при увеличении потерь во входном устройстве. В настоящей работе расчеты параметров и эксплуатационных характеристик двигателя выполнены с использованием программного комплекса ThermoGTE, предназначенного для термодинамического анализа газотурбинных двигателей разных схем [2].

Линии рабочих режимов

Рис. 5. Рабочая линия и уменьшение располагаемого πсопла при увеличении потерь во входном устройстве

Очевидным способом повышения запаса ГДУ вентилятора на неблагоприятных режимах является применение регулируемого сопла. Например, в условиях работы двигателя на земле при отсутствии скоростного напора такое сопло следовало бы «раскрывать», чтобы сместить вниз рабочую линию вентилятора. А в условиях крейсерского полета, наоборот, с помощью сопла рабочая линия КНД «поднималась» бы вверх настолько, чтобы обеспечить повышенный уровень КПД вентилятора. При очевидных выгодах применения регулируемого сопла с точки зрения внутренней термогазодинамики двигателя имеется и один существенный недостаток, связанный с наличием в составе силовой установки весьма крупногабаритного регулируемого устройства с мощными приводами, имеющего значительную массу и сложную конструкцию.

Поэтому основной задачей настоящей работы было оценить, можно ли обойтись без применения регулируемого сопла. Для этого были проведены расчетные исследования с использованием математической модели двигателя, имеющие цель оценить, какие преимущества по величине удельного расхода топлива дает регулирование сопла. 

В процессе проведения работы было исследовано влияние изменения площади критического сечения сопла на удельный расход топлива и температуру перед турбиной в условиях нулевой скорости на земле. Результаты приведены на рисунке 6. Важно отметить, что изменение площади критики существенно не влияет на температуру перед турбиной. При взлетной тяге наименьший удельный расход топлива обеспечивается при расчетном значении площади сопла.

Влияние площади критики

Рис. 6. Влияние площади критики сопла для режима H = 0, Mн = 0

На рисунке 7 показано изменение запаса устойчивости в зависимости от изменения площади критического сечения сопла. Увеличение площади критики на 5 % позволяет увеличить запас устойчивости КНД примерно на 5 %.

Таким образом, для взлетного режима увеличение площади сопла на 5 % позволяет заметно повысить устойчивость вентилятора, при этом температура перед турбиной практически не повышается. Увеличение удельного расхода топлива с учетом кратковременной работы на взлетном режиме не должно существенно ухудшить характеристики самолета.

Рассмотрим влияние площади критического сечения сопла на крейсерском режиме полета. Расчет дроссельных характеристик в этих условиях для различных значений критики показал, что увеличение критического сечения сопла на 5 % приводит к заметному ухудшению КПД вентилятора, причем на всех режимах работы двигателя. Соответственно, удельный расход топлива заметно увеличивается при таком раскрытии сопла.

Оптимальную по экономичности величину площади сопла удобно оценивать с помощью таких зависимостей, где эксплуатационные параметры двигателя (температура газа перед турбиной и удельный расход топлива) представлены в виде зависимостей от площади критического сечения при фиксированных значениях тяги R. На рисунке 8 видно, что оптимум по температуре газа и удельному расходу топлива соответствует уменьшенному на 1,5 % значению площади сопла. Если в угоду запасам на взлетном режиме раскрыть нерегулируемое сопло на 5 %, мы значительно (примерно на 1,5 %) потеряем в экономичности, что может оказаться неприемлемым. Таким образом, изолированный анализ двигателя показал проблематичность применения нерегулируемого сопла.

Запас устойчивости

Рис. 7. Изменение запаса устойчивости в зависимости от изменения площади критического сечения сопла

Влияние площади сопла

Рис. 8. Влияние площади сопла для режима H = 11, Mн = 0,8

При расчетах летно-технических характеристик летательного аппарата кроме характеристик собственно двигателя требуется учитывать внешнее сопротивление входного и выходного устройств. Известно, что режим работы двигателя и площадь среза сопла оказывают заметное влияние на силу сопротивления. В свою очередь, учет сопротивления может изменить наши оценки оптимального значения площади критики сопла.

Наиболее значимой силой является сопротивление воздухозаборника по жидкой линии тока XBX. В различных самолетостроительных конструкторских бюро существуют свои уникальные методики для определения сопротивления входного устройства. В частности, применяются зависимости, корректирующие поляру самолета. В нашем случае для проведения исследования целесообразно выделить изолированную величину внешнего сопротивления входного устройства для более простого ее учета.

Для этого мы используем простую формулу (1), определяющую силу сопротивления по жидкой линии тока через перепад давлений на площади и разницу импульсов потока воздуха [3]. С использованием данной формулы был рассчитан коэффициент аэродинамического сопротивления СX BX, приведенный к площади входа воздухозаборника. Dspill=K(m1[V1-V0]+A1[P1-P0], (1)

где Dspill — сила сопротивления по жидкой линии тока; V1, V0 — скорость потока на входе в воздухозаборник и невозмущенного потока соответственно; m1 — массовый расход воздуха через  воздухозаборник; A1 — площадь входа в воздухозаборник; P1, P0 — полное давление на входе в воздухозаборник и невозмущенного потока соответственно; K — коэффициент подсасывающей силы.

В модели силовой установки величина CX используется как зависимость от коэффициента расхода воздухозаборника φBX с расслоением по числу Маха полета. При расчете коэффициента внешнего сопротивления было необходимо задать коэффициент подсасывающей силы К. Для традиционных дозвуковых воздухозаборников этот коэффициент равен 0,4, для сверхзвуковых — 0,7. В расчете он принят равным 0,55. На рисунке 9 приведены результаты расчета коэффициента внешнего сопротивления в зависимости от коэффициента расхода воздухозаборника для различных скоростей полета. По нашим оценкам, результат достаточно близок к оценкам, выполненным другими авторами, например Рональдом Симмонсом [4].

Коэффициент внешнего сопротивленияРис. 9. Результаты расчета коэффициента внешнего сопротивления в зависимости
от коэффициента расхода воздухозаборника для различных скоростей полета

Следующим этапом нашего исследования было определение зависимости удельного расхода топлива СУД ЭФФ, полученного с учетом сопротивления входного устройства. На рисунке 10 приведены результаты расчетов зависимости эффективного удельного расхода топлива от эффективной тяги RЭФФ (RЭФФ = R – XBX) для различных площадей критического сечения сопла. В соответствии с результатами расчета можно сделать вывод: увеличение критического сечения сопла не приводит к существенному росту эффективного удельного расхода топлива. При этом в области крейсерских значений тяги величина коэффициента расхода воздухозаборника имеет довольно низкое значение, порядка 0,75—0,8.

Низкое значение φBX приводит к заметному влиянию внешнего сопротивления воздухозаборника на эффективную тягу. Величина коэффициента лобового сопротивления СX BX, приведенная к площади входа воздухозаборника, достигает значения 0,02—0,04, при этом сила сопротивления, отнесенная к эффективной тяге, составляет от 2 до 4 %.

В соответствии с результатами расчета можно сделать вывод: увеличение площади критического сечения снижает потери эффективной тяги за счет уменьшения сопротивления входного устройства на крейсерском режиме полета летательного аппарата. 10%-ное увеличение FKP снижает силу сопротивления XBX примерно на 2 %.

Аналогично расчетам без учета внешнего сопротивления были построены параметрические зависимости, связывающие эффективный удельный расход топлива с площадью критического сечения сопла при фиксированных значениях тяги (рис. 11). Для сравнения слева показаны зависимости, полученные без учета внешнего сопротивления.

Рис. 10. Влияние площади сопла для режима H = 11, Mн = 0,8 с учетом
внешнего сопротивления входного устройства

Рис. 11. Влияние площади сопла для режима H = 11, Mн = 0,8 с учетом внешнего сопротивления
входного устройства. Зависимости параметров от площади сопла при постоянной тяге

В соответствии с результатом расчета можно сделать следующие выводы:
• с учетом внешнего сопротивления входного устройства оптимум по удельному расходу соответствует увеличенному на 1 % значению площади критического сечения;
• с учетом внешнего сопротивления входного устройства уменьшается чувствительность удельного расхода топлива к увеличению площади критического сечения сопла сверх расчетной, соответствующей 1;
• проблему повышения запаса устойчивости компрессора низкого давления можно решить путем установки нерегулируемого сопла большей пропускной способности.

ЛИТЕРАТУРА
1. Теория авиационных двигателей : учебник для вузов ВВС / Ю. Н. Нечаев, Р. М. Федоров, В. Н. Котовский, А. С. Полев ; под ред. Ю. Н. Нечаева. — М. : Изд-во ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 2005.
2. Марчуков Е. Ю. Опыт использования программы UNI_MM для выполнения термодинамических
расчетов турбореактивных двухконтурных двигателей / Е. Ю. Марчуков, И. А. Лещенко, М. Ю. Вовк, А. А. Инюкин // Насосы. Турбины. Системы. — 2015. — № 2 (15). — С. 45—53.
3. [Электронный ресурс]. — Режим доступа: http://www.grc.nasa.gov/WWW/k‑12/airplane/intakeh.
html
4. Simmons J. Ronald, M. S. The Ohio State University. Design and Control of Variable Geometry Turbofan with an Independently Modulated Third Stream : Dissertation / J. R. Simmons. — Preserved in Partial Fulfillment of the Requirements for the Degree Doctor of Philosophy in the Graduate School of the Ohio State University.

Категория: Литература | Добавил: hilkarpov
Просмотров: 240 | Загрузок: 55 | Рейтинг: 0.0/0
Всего комментариев: 0
avatar

Вход на сайт

Поиск

Друзья сайта

  • Официальный блог
  • Сообщество uCoz
  • FAQ по системе
  • Инструкции для uCoz
  • Реклама