Оценка экономичности трехконтурного турбореактивного двигателя

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость новой

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

----------------------? ?--------------------------
В статті розглянуто основні конструктивні особливості принципово нового типу авіаційних газотурбінних двигунів — триконтурного турбореактивного двигуна з турбовентиляторною приставкою. Проводиться порівняльний аналіз економічності одноконтурного, двохконтурного та триконтурного турбореактивного двигунів на основі порівняння повного і тягового коефіцієнтів корисної дії цих двигунів. Зроблено висновки щодо перспективи використання триконтур-них турбореактивних двигунів з турбовентиляторною приставкою
Ключові слова: триконтурний двигун, повний
коефіцієнт корисної дії, питома витрата палива
?-------------------------------------------?
В статье рассмотрены основные конструктивные особенности принципиально нового типа авиационных газотурбинных двигателей — трехконтурного турбореактивного двигателя с турбовентиляторной приставкой. Проводится сравнительный анализ экономичности одноконтурного, двухконтурного и трехконтурного турбореактивных двигателей на основе сравнения полного и тягового коэффициентов полезного действия этих двигателей. Сделаны выводы о перспективах использования трехконтурных турбореактивных двигателей с турбовентиляторной приставкой
Ключевые слова: трехконтурный двигатель, полный коэффициент полезного действия, удельный расход топлива
----------------------? ?--------------------------
УДК 629.7. 035. 03−036. 34
ОЦЕНКА
ЭКОНОМИЧНОСТИ
ТРЕХКОНТУРНОГО
ТУРБО-
РЕАКТИВНОГО
ДВИГАТЕЛЯ
Ю. М. Терещенко
Доктор технических наук, профессор* Е. В. Дорошен ко
Кандидат технических наук, доцент* И. А. Ласти вка
Кандидат технических наук, заведующий кафедрой ** *Кафедра авиационных двигателей*** **Кафедра высшей математики*** ***Национальный авиационный университет пр. Космонавта Комарова, 1, г. Киев, Украина, 3 680
1. Введение
Развитие самолетов гражданской авиации связано в ближайшие годы с дальнейшим ростом мирового объема воздушных пассажирских перевозок.
Известно, что масса силовой установки (двигателя с воздухозаборником и выходным устройством) и топлива с топливными баками составляет от 40% до 60% общей массы самолета. Поэтому основными задачами разработчиков новых двигателей для гражданских самолетов будут повышение их экономичности и снижение массы [1, 2].
2. Анализ литературных данных и постановка проблемы
По существу, с началом разработки двигателей VI поколения авиадвигателестроители приступают к выполнению стратегического плана реализации максимального приближения к предельным возможностям авиационных ГТД.
Очевидно, что достижение этого потребует радикального изменения конструкции и облика всех узлов, разработки новых методов исследования, расчетов и проектирования, создания и использования принципиально новых материалов и технологий.
Успешное решение такого обширного спектра задач может быть осуществлено только на основе соответствующего фундаментального научно-технического
з…
задела, создание которого в области авиадвигателе-строения получило в настоящее время приоритетное направление в национальной научно-технической политике всех индустриально развитых стран Запада
[1 — 9].
Главным направлением создания научно-техни-а ческого задела для перспективных двигателей и их узлов является применение нетрадиционных схемных и конструктивных решений, создание новых материалов, разработка и применение эффективных расчетных программных комплексов, совершенствование интеграции силовой установки с самолетом, создание перспективных измерительно-информационных и контрольных систем и оборудования [1 — 9].
3. Цель и задачи исследования
В данной работе ставится задача сравнить значения полного коэффициента полезного действия одноконтурного, двухконтурного и трехконтурного турбореактивного двигателя и проанализировать, на этой основе, изменение удельного расхода топлива.
4. Решение задачи и анализ результатов
На рис. 1 изображена схема двухвального трехконтурного двигателя (ТРТД), который состоит из газогенератора, камеры смешения и турбовентиляторной
приставки. Газогенератор двигателя представляет собой двухконтурный двигатель с небольшой степенью двухконтурности, которая определяется потребными параметрами потока на выходе из камеры смешения. Параметры задаются из условия обеспечения максимальной надежности рабочих двухярусных лопаток турбовентиляторной приставки при оптимальном распределении свободной энергии газа между внутренним и внешним (третьим) контурами турбовентиляторной приставки. Рабочим телом для турбины турбовентиляторной приставки является газ, который выходит из камеры смешения газогенераторного контура и является результатом перемешивания газа за турбиной низкого давления газогенератора, и воздуха второго контура газогенератора [10, 11].
Основные элементы трехконтурного двигателя, показаны на рис. 1:1 — вентилятор газогенератора- 2 — компрессор высокого давления первого контура газогенератора- 3 — камера сгорания газогенераторного контура- 4 — многовальная газовая турбина внутреннего контура- 5 — камера смешения газогенераторного контура- 6 — турбинный контур рабочего колеса турбовентиляторной приставки- 7 — контур вентилятора (третий контур) рабочего колеса турбовентиляторной приставки- 8 — реактивное сопло внешнего (третьего) контура- 9 — реактивное сопло внутреннего контура.
Рис. 1. Схема ТРТД с задним размещением турбовентиляторной приставки
Через реактивное сопло внутреннего контура выходит газ, который создает тягу внутреннего контура ТРТД.
Через реактивное сопло внешнего (третьего) контура выходит воздух, который проходит через контур вентилятора турбовентиляторной приставки и создает тягу внешнего контура ТРТД.
В известных конструкциях ТРДД с турбовентиляторной приставкой [10] имеют место высокие градиенты температур в рабочих лопатках турбовентиляторной приставки, которая использует энергию газа после турбины одноконтурного газогенератора (ТРД). Для таких двигателей радиальный градиент температуры определяется температурой воздуха внешнего (третьего) контура (288−300 К) и температурой газа внутреннего (газогенераторного) контура (800−1200 К).
Основная идея трехконтурного двигателя состоит в обеспечении заданного условиями прочности температурного радиального градиента в двухярусных лопатках рабочего колеса турбовентиляторной приставки. Исходя из этого условия определяются степень
двухконтурности газогенератора т1 и степень повышения давления во втором контуре газогенератора ПКІІ.
Основная особенность рабочего процесса ТРТД в сравнении с рабочим процессом ТРДД состоит в том, что в ТРТД для образования мощности турбиной турбовентилятора используется энергия газового потока, который выходит из камеры смешения потоков первого и второго контуров [10].
В камере смешения осуществляется обмен энергией между воздухом второго контура газогенератора и газовым потоком за турбиной газогенератора.
Турбовентиляторная приставка выполняется в виде двухярусного рабочего колеса, внутренняя часть которого работает в турбинном режиме, внешняя часть выполняет функции вентилятора.
Мощность, которая развивается турбиной турбовентиляторной приставки, передается во внешний контур для увеличения энергии воздуха, который проходит через внешний (вентиляторный) контур турбовентиляторной приставки [10].
Основное отличие двухконтурных двигателей (ТРДД) в сравнении с одноконтурными турбореактивными двигателями (ТРД) состоит в их лучшей экономичности при дозвуковых скоростях полета. Это объясняется снижением уровня тепловых потерь с газами, выходящими из двигателя, и более высокими значениями тягового КПД ТРДД в сравнении с ТРД.
Проанализируем возможности повышения экономичности авиационной силовой установки при использовании в качестве двигателя — трехконтурного турбореактивного двигателя с турбовентиляторной приставкой. При этом будем иметь в виду, что установка турбовентиляторной приставки за турбиной газогенератора позволяет существенно снизить уровень потерь, которые обусловлены наличием вентилятора перед компрессором газогенератора. Как показывают результаты расчетов, КПД процесса сжатия газогенераторного контура, который в числе других параметров определяет полезную работу цикла, может быть увеличен на 2.3% за счет заднего расположения турбовентиляторной приставки вместо переднего расположения узла вентилятора.
Экономичность ТРТД по сравнению с ТРД ТРДД оценим на основе сравнительного анализа полного коэффициента полезного действия (КПД) этих двигателей. Под полным КПД будем понимать параметр, который оценивает эффективность преобразования тепловой энергии, которая выделяется при сгорании топлива в камере сгорания двигателя, в полезную тяговую работу газотурбинного двигателя.
Полный КПД равен произведению внутреннего и тягового КПД. Внутренний КПД одноконтурного ТРД, двухконтурного ТРДД [12, 13] и трехконтурного ТРТД, соответственно, записывается в виде:
Лтпд —
с2 — V2
2ЛгНи^
Лтпдд
п —
Ітртд
(с2 -У2)(1 + ш,) 2ЛгНи^
(с2 — У2)(1+т 1+ т ш)
2ЛгН^Т
(1)
(2)
(3)
где сс — скорость истечения газа из реактивного сопла, Пг — КПД камеры сгорания, Ни — теплотворная способность топлива, gт — относительный расход топлива,
V — скорость полета, т1 — степень двухконтурности, тш — степень трехконтурности.
Тяговый КПД ТРД, ТРДД [12, 13] и ТРТД, как отношение полезной тяговой работы (при оптимальном распределении свободной энергии между контурами двигателя) к работе цикла газогенераторного (внутреннего) контура, записывается, соответственно, в виде:
5. Выводы
Пт
_LT"_RcxlV
LT"r Rgx- V ¦ (1 + mi)
. Liar RGS '- V '- (1 + mi + miII)
L
L
(4)
(5)
(6)
где Lтяг — тяговая работа, Lц — работа цикла, — суммарная удельная тяга. Работа цикла рабочего процесса двигателя определяется по параметрам рабочего процесса внутреннего контура газогенератора.
На рис. 2 показано изменение в зависимости от скорости полета V полного КПД цп ТРД, ТРДД и ТРТД при одинаковых параметрах рабочего процесса.
Рис. 2. Зависимость полного коэффициента полезного
действия цп ТРД, ТРДД и ТРТД от скорости полета V
Анализ зависимостей на рис. 2 показывает, что трехконтурные и двухконтурные двигатели имеют более высокие значения тягового и полного КПД при дозвуковых скоростях полета (до 300 м/с), чем ТРД. Соответственно на этих режимах ТРТД и ТРДД при одинаковых параметрах рабочего процесса газогенератора и одинаковом расходе воздуха через газогенераторный контур имеют большую тягу при стартовых условиях на 35−40% по сравнению с параметрами ТРД. На крейсерском режиме полета с дозвуковой скоростью тяга ТРТД та ТРДД на 12- 15% больше, чем тяга ТРД. Более высокие значения полного КПД ТРТД (по сравнению с ТРДД) объясняется отсутствием в ТРТД отрицательного влияния модуля вентилятора (которое имеет место в двухконтурном ТРДД) на параметры газогенераторного контура, то есть увеличением КПД компрессора низкого давления и компрессора высокого давления газогенератора на 3−5%.
1. Удельный расход топлива TPT3, при дозвуковых скоростях полета (до 300 м/c) меньше, чем удельный расход топлива TPД и TPДД за счет более высоких значений тягового и полного КПД.
2. При высоких скоростях полета использование TP^ и TPДД нерационально вследствие существенного ухудшения значений удельной тяги и удельного расхода топлива, что обусловлено, в первую очередь, уменьшением тягового КПД TPT3, в сравнении со значениями тягового КПД TPД при этих же скоростях полета.
Литература
1. Авиационные двигатели и силовые установки ^^1^: сб. трудов/ Центральный Аэрогидродинамический институт- под ред А. И. Ланшина — М.: TОPУC ПPЕCC, 2010. — 520 с.
2. Schobeiri, M. Turbomachinery Flow Physics and Dynamic Performance [Tекст]/ М. Schobeiri. — Berlin, Germany, 2005. — 534 p.
3. A Review of Engine Seal Performance and Requirements for Current and Future Army Engine Platforms ^екст]: технич. отчет / NASA- I. R. Delgado, M.P. Proctor. -TM2008−215 161. — Hanover, 2008. — 23 p.
4. Future Heavy Duty Trucking Engine Requirements [Tекст]: технич. отчет / NASA- L. W. Strawhorn, V. A. Suski. — CR-174 996. — Cleveland, 1985. — 168 p.
5. Blended Wing Body Concept Development with Open Rotor Engine Integration ^екст]: технич. отчет / NASA- D. M. Pitera, M. De Haan, D. Brown, R. T. Kawai, S. Hol-lowell, P. Camacho, D. Bruns, B. K. Rawden. — CR2011−217 303. — Hanover, 2011. — 76 p.
6. Energy efficient engine compomnent development and integration program ^екст]: технич. отчет / NASA- R.W. Bucy. — 3−20 643. — Cleveland, 1981. — 338 p.
7. Connors, J. The engines of Pratt & amp- Whitney: a technical history ^екст]/ J. Connors. — Reston, Virginia.: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 2010. — 565 p.
8. Cumpsty, N. Jet propulsion ^екст] / N. Cumpsty. New York, United States of America.: Cambridge university press, 2003. — 321 p.
9. Huenecke, K. Jet engine [Tекст]/ K. Huenecke. — 6th impression. Shrewsbury, England.: Airlife Publishing Ltd, 2003. — 125 p.
10. Tеория авиационных трехконтурных турбореактивных двигателей ^екст]: монография / Tерещенко Ю. М., Кулик Н. С., Ластивка И. А. и др.- под ред. Ю. М. Tерещенко. -К.: Изд-во Нац. авиац. ун-та «НАУ-друк», 2010. — 116 с.
11. Tриконтyрний турбореактивний двигун [Tекст]: пат. 87 173 Україна: МПК F02K 3/00. / Tерещенко Ю. М., Tерещенко Ю. Ю., Панін В.В., Панін Ю. В., Гуз С.Ю.- заявник і патентовласник Національний авіаційний університет. — №а2007 6 584- заявл. 12. 06. 2007- опубл. 25. 06. 2009, Бюл. № 12. — 3 с.
12. Tеория авиационных двигателей [Tекст]: учеб. для ВУЗов ВВС / Ю. Н. Нечаев, P. М. Федоров, В. Н. Ко-товский, А. С. Полев- под ред. Ю. Н. Нечаева. — М.: Изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 2006. — 448 с.
э
13. Baskharone, E. A., Principles of Turbomachinery in Air-Breathing Engines [Текст] / E. A. Baskharone. New York, United States of America.: Cambridge university press, 2006. — 600 p.
-----------------------? ?---------------------------
Проведено аналіз наявних літературних даних про неусталені рухи рідини. Показано, що розподіл швидкостей при неусталеному русі не відповідає розподілу швидкостей властивому усталеному руху. Нерівномірність розподілу швидкостей в живому перерізі не враховується при визначенні інерційного напору в методиках, що використовуються. На основі експериментальних і теоретичних досліджень запропонована вдосконалена методика для визначення втрат напору при нестаціонарному русі нестисливої рідини в трубопроводах
Ключові слова: неусталений, нестаціонарний, рух рідини, розподіл швидкостей, структура потоку, втрати напору, інерційний напір
?---------------------------------------------?
Выполнен анализ имеющихся литературных данных о неустановившемся движении жидкости. Показано, что распределение скоростей при неустановившемся движении не соответствует распределению скоростей присущему установившемся движению. Неравномерность распределения скоростей по живому сечению не учитывается при определении инерционного напора в используемых методиках расчета. На основании экспериментальных и теоретических исследований предложена усовершенствованная методика для определения потери напора при нестационарном движении несжимаемой жидкости в трубопроводах
Ключевые слова: неустановившейся, нестационарный, движение жидкости, распределение скоростей, структура потока, потери напора, инерционный напор -----------------------? ?---------------------------
УДК 532. 54. 0l3. 2
ВТРАТИ НАПОРУ ПРИ НЕУСТАЛЕНОМУ РУСІ НЕСТИСЛИВОЇ РІДИНИ В ТРУБОПРОВОДАХ
О. М. Я х н о
Доктор технічних наук, професор Кафедра прикладної гідроаеромеханіки і механотроніки Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут» пр. Перемоги, 37, м. Київ, 3 056 Р. М. Гнатів Кандидат технічних наук, доцент Кафедра гідравліки і сантехніки Національний університет «Львівська політехніка» вул. Дуброва, 4, Львівська обл., м. Стрий, 82 400 E-mail: roman. gnativ@mail. ru
1. Вступ
В даний час у сучасній техніці виник цілий ряд задач, для вирішення яких необхідно точно визначити величину гідравлічних втрат при неусталеному русі рідини. До числа таких завдань відноситься цілий ряд питань автоматичного регулювання в системах з гідравлічними ланками.
В інших роботах Попова [8, 9] методом передаточних функцій досліджується вплив нестаціонарності потоку на гідравлічний опір труби.
В роботі Білоцерковського [10] для дослідження неусталеної течії використовується метод малого параметру, причому в якості нульового наближення використовується усталений рух.
2. Аналіз літературних даних і постановка проблеми
В загальній постановці для будь-якого закону зміни тиску за часом задача була досліджена в роботі Громека
[1] ще в 1882 році. Пізніше різні випадки цієї задачі були розглянуті в працях Слезкіна [2], Дейвіса, Вебера [3], Панчурина, Райзмана [4].
Питання про втрати напору на тертя рідини в трубопроводах розглянуті в роботах Панчурина [5], Мелконяна [6].
В роботі Попова [7] виведено рівняння для визначення дотичного опору на стінці труби в залежності від зміни середньої швидкості руху рідини в трубі.
3. Мета дослідження
Удосконалення методики розрахунку структур не-усталених потоків рідини в круглих трубопроводах.
4. Результати досліджень
При розв’язку задач руху в’язкої нестисливої рідини в трубопроводі виходять зазвичай з рівняння Бернуллі
[11]. В умовах плавно змінного неусталеного руху рівняння Бернуллі можна записати у вигляді (рис. 1):
Pi «iVi2
Y 2g
a2V2
^ +: ~^jl+w h Y 2g 1 1
(l)

Показать Свернуть
Заполнить форму текущей работой