Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського

“Харківський авіаційний інститут”

Рубльов Володимир Іванович

УДК 621.45.022

КОМПЛЕКСНИЙ МЕТОД РОЗРАХУНКУ ФОРСАЖНО-ВИХІДНИХ ПРИСТРОЇВ ТУРБОРЕАКТИВНИХ ДВОКОНТУРНИХ ДВИГУНІВ

Спеціальність 05.07.05 – двигуни та енергоустановки

літальних апаратів

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Харків-2005

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана у Харківському університеті Повітряних Сил.

Науковий керівник: |

кандидат технічних наук, доцент Кіслов Олег Володимирович, доцент кафедри авіаційних двигунів Харківського університету Повітряних Сил.

Офіційні опоненти: |

доктор технічних наук, професор Герасименко Володимир Петрович, професор кафедри теорії авіаційних двигунів Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, м. Харків.

кандидат технічних наук Лапотко Василь Михайлович провідний співробітник відділу турбін Державного підприємства “Івченко-Прогрес”, м. Запоріжжя.

Провідна установа: | Акціонерне товариство “Мотор Січ”, Міністерства промислової політики України м. Запоріжжя.

Захист відбудеться 3 лютого 2006 р. о 13.00 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д .062.02 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17, ауд. 307 головного корпусу.

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”.

Автореферат розісланий 31 грудня 2006 р.

Вчений секретар спеціалізованої вченої ради ____________ Базима Л.О.

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність теми. Україна є державою з розвиненою авіаційною промисловістю. Необхідність створення конкурентоспроможних на світових ринках авіаційних силових установок висуває нові вимоги до удосконалення існуючих та розробки нових двигунів. Зокрема, у ДП “Івченко-Прогрес” проектується двигун з форсажною камерою згорання АІ-222Ф.

Внаслідок швидкого зростання параметрів газотурбінних двигунів за останні роки різко підвищились енергонасиченість робочого тіла, що привело до зменшення геометричних розмірів проточної частини двигуна і, зокрема, форсажних пристроїв. Але короткі форсажні камери мають не достатню повноту згорання. Тому організація робочого процесу в форсажних камерах згоряння є актуальною задачею.

Більшість існуючих методів використовуються для розрахунку основних камер згорання авіаційних двигунів, прямоточних реактивних двигунів та турбореактивних двигунів з форсажною камерою згорання. Існує два направлення розрахунку турбулентного горіння: чисельні та напівемпіричні. Найбільш достовірні результати отримані за допомогою напівемпіричної теорії турбулентного горіння. Однак ці методи розроблені для однорідних паливо-повітряних сумішей і не враховують нерівномірність коефіцієнту надлишку кисню. Тому задача розробки методів розрахунку турбулентного горіння з урахуванням нерівномірності коефіцієнту надлишку кисню є актуальною.

Зв’язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Дисертація виконана на кафедрі авіаційних двигунів Харківського університету Повітряних Сил у рамках НДР “Сопло”, та відповідає планам розробки нових авіаційних двигунів на підприємствах: ДП “Івченко-Прогрес” та “Мотор Січ”.

Мета і задачі дослідження. Метою даної роботи є підвищення ефективності форсажно-вихідних пристроїв (ФВП) турбореактивних двигунів шляхом розрахунку його робочого процесу з урахуванням нерівномірності коефіцієнту надлишку кисню та турбулентних характеристик потоку. Задачі дослідження:

- обґрунтування складу та структури показників ефективності ФВП турбореактивних двигунів;

- розробка комплексного методу розрахунку робочого процесу у ФВП турбореактивних двигунів з урахуванням нерівномірності коефіцієнту надлишку кисню та турбулентних характеристик потоку;

- оцінка вірогідності розробленого комплексного методу розрахунку робочого процесу у ФВП;

- розробка шляхів підвищення ефективності робочого процесу у ФВП;

- проведення розрахункових досліджень впливу геометричних параметрів та параметрів розпилу палива на ефективність робочого процесу ФВП.

Об’єкт дослідження. Робочі процеси, які протікають у форсажно-вихідних пристроях турбореактивних двигунів.

Предмет дослідження. Способи оцінки та методи розрахунку робочого процесу ТРДДФ зі змішанням потоків на форсованому режимі.

Методи дослідження. Для розрахунку процесу сумішоутворення використовувалась модель роздільної течії газової та рідкої фаз з урахуванням впливу кінцевих швидкостей переносу між фазами. Для розрахунку газової фази використовувався чисельний метод, заснований на використанні ейлєрово-лагранжевого підходу, який дозволяє розрахувати тривимірну стисливу нестаціонарну течію у форсажно-вихідному пристрою та описується рівняннями Нав’є-Стокса з усередненням за Рейнольдсом та однопараметричною моделлю турбулентної в’язкості. Диференційні рівняння рідкої фази вирішувались методом Рунге-Кутта. Урахування турбулентного горіння виконано за допомогою напівемпіричної теорії.

Наукова новизна одержаних результатів:

-

-

-

-

-

Практична значимість одержаних результатів. Розроблений комплексний метод оцінки ефективності ФВП, може бути використано:

-

-

-

Особистий внесок здобувача. Здобувачем особисто:

? розроблено комплексний метод визначення ефективності робочого процесу у ФВП турбореактивного двигуна [1];

? обґрунтовано склад та структуру показників ефективності ФВП турбореактивних двигунів [1, ];

? зроблено розрахунок течії потоку газу за допомогою чисельного методу та порівняння з експериментальними даними [2-4];

? проведено порівняльний аналіз ФВП серійних турбореактивних двигунів за допомогою запропонованих показників ефективності [5];

? розраховано ФВП двигуна АІ-222Ф, та показано напрямки підвищення ефективності робочого процесу [6].

Апробація результатів дисертації. Основні результати роботи доповідались на:

- другій міжнародній науково-технічній конференції “Проблемы информатики и моделирования”, Харківський національний політехнічний університет “ХПІ” (м. Харків, 28-30 листопада 2002г.);

- науково-технічній конференції “Перспективи використання вертольотів в Україні” при Харківському інституті ВПС ім. І. Кожедуба (м. Харків, 2-4 грудня 2003г.);

- науково-технічній конференції “Модернізація авіаційної техніки і озброєння МО України в сучасних умовах” при державному авіаційному науково-випробувальному центрі Збройних Сил України (м. Феодосія, 9-10 вересня 2004г.);

- “Першій науково-технічній конференції Харківського університету Повітряних Сил” (м. Харків, 16-17 лютого 2005 р.);

- науково-технічній конференції “Стан та шляхи вдосконалення технічної експлуатації, капітального ремонту, розробки та модернізації авіаційної техніки Збройних Сил України” при Державному науково-дослідному інституті авіації (м. Кіїв, 22-23.09.2005 р.);

- трьох семінарах молодих вчених при Харківському інституті ВПС ім. І. Кожедуба (м. Харків);

- науково-технічному семінарі кафедр теорії та конструкції двигунів при Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”;

- науково-технічному семінарі відділу камер згоряння ДП “Івченко-Прогрес”.

Публікації. Основні наукові результати дисертаційної роботи представлені у 6 статтях і 3 тезах доповідей на науково-технічних конференціях.

Структура дисертації: Дисертація складається з вступу, чотирьох розділів, висновків та списку літератури. Повний обсяг дисертації - 137 аркушів, 59 рисунка, 4 таблиці. Список літератури вміщує 159 найменувань на 14 аркушах.

КОРОТКИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

Вступ дисертаційної роботи містить наступні положення: актуальність теми “Комплексний метод розрахунку форсажно-вихідних пристроїв турбореактивних двоконтурних двигунів”; зв’язок роботи з науковими програмами, планами, темами; мета і завдання дослідження; об’єкт, предмет та методи дослідження; наукова новизна; практична значимість одержаних результатів; особистий внесок здобувача; інформація про апробацію і публікації результатів дисертації.

У першому розділі розглянуті основні схеми ФВП. Зроблений аналіз організації робочого процесу, масових характеристик й способу оцінки ефективності ФВП. Крім цього, розглянуті методи, за допомогою яких описується течія газового потоку, процеси утворення паливоповітряної суміші та турбулентного згорання.

На основі аналізу зроблені висновки:

? в галузі чисельного моделювання процесу течії досягнуті певні успіхи. Створено методики, за допомогою яких є можливість визначити параметри та картину течії потоків у форсажно-вихідних пристроях. Ці математичні моделі основані на використанні осереднених за Рейнольдсом рівнянь Нав’є-Стокса, які замикаються моделями турбулентності різного рівня складності;

? досягнуті результати в моделюванні двофазних течій. Найбільшого поширення дістали математичні моделі роздрібного опису газової та рідкої фаз. Використовуючи цю модель є можливість описати процес утворення паливо-повітряної суміші у ФВП. Існуючі моделі використовувались, в основному, для розрахунку основних камер згорання та прямоточних двигунів, тому в них не враховується нерівномірність розподілу кисню, що характерно для ФВП турбореактивних двоконтурних двигунів;

? існують різні підходи щодо опису процесу горіння. Інтенсивно розвиваються чисельні методи, але перепоною їх використання є складності моделювання турбулентної швидкості згорання. Широко використовуються полуемпіричні методи турбулентного горіння, але ці методи не враховують нерівномірності параметрів паливо-повітряної суміші;

? оцінка ефективності робочого процесу ФВП проводиться за допомогою коефіцієнта повноти згорання та коефіцієнта відновлення повного тиску. Окремо використовують масовий показник - відносна маса ФВП. Оскільки ці показники характеризують різні боки ФВП, то за їх допомогою складно оцінити ефективність ФВП, тому що зазвичай зменшення маси ФВП викликає зниження ефективності його робочого процесу.

Виходячи з перерахованого сформульовані задачі дослідження.

В другому розділі обґрунтовано вибір показників ефективності ФВП та математичної моделі робочого процесу ФВП різного покоління, а також наведено комплексний метод розрахунку робочого процесу з урахуванням нерівномірності коефіцієнту надлишку кисню та турбулентних характеристик потоку.

Для оцінки ефективності робочого процесу запропоновано використовувати відносний приріст тяги при форсуванні: , де Rсф – тяга сопла на форсованому режимі роботи двигуна, , - ідеальна тяга сопла на форсованому та максимальному режимах роботи двигуна. Він дозволяє узагальнити два часткових показника ефективності робочого процесу повноту згорання та коефіцієнт відновлення повного тиску. Для його визначення необхідно мати методику розрахунку тяги сопла .

Для використання показника ефективності робочого процесу необхідно мати комплексний метод розрахунку тяги сопла турбореактивних двигунів, який базується на використанні напівемпіричної теорії турбулентного горіння та чисельного розрахунку тривимірних полів параметрів двофазного потоку. В роботі використовується модель роздільної течії газової й рідкої фаз із урахуванням впливу кінцевих швидкостей переносу між фазами. Врахування нерівномірності параметрів потоку відбувається шляхом розбиття потоку на декілька струменів, в кожному з яких розподіл параметрів рівномірний.

Алгоритм розрахунку можна представити у вигляді схеми (рис. 1).

Спочатку розраховується газова фаза за допомогою чисельного методу, який заснований на використанні ейлєрово-лагранжевого підходу та дозволяє розраховувати тривимірний стисливий потік, що описується рівняннями Нав’є – Стокса осередненими за Рейнольдсом. На наступному етапі за результатами чисельного розрахунку газової фази обчислюються траєкторії крапель, зміна їхнього розміру й температури уздовж траєкторії з використанням методу Рунге-Кутта. Розраховуються джерелкові члени, в результаті випаровування крапель палива, та уточнюється рішення газової фази за рахунок впливу пару палива на течію газового потоку.

За результатами чисельного розрахунку газової фази обчисляється перенос кисню і пару палива по всій області та розраховується коефіцієнт надлишку кисню . Маючи результати розрахунку двофазного потоку, область ФВП розбивається на струмені та використовуючи полуемпіричну методику розрахунку турбулентного горіння розраховуються необхідні параметри на зрізі сопла для визначення тяги сопла і відносного приросту тяги при форсуванні.

Осереднені параметри турбулентного потоку визначаються з системи рівнянь:

? рівняння збереження маси: , де - густина газу, t - час, xi – координата, ui – швидкість газу, - швидкість утворення пари в одиничному об’єму, Vяч – об’єм ячейки, Qп – секундна маса пари в одиничному об’ємі;

Рис. 1. Алгоритм розрахунку робочого процесу у форсажно-вихідному пристрої.

? рівняння кількості руху: , де - символ Кронекера, - в’язкі напруження;

? рівняння енергії: , де E - питома внутрішня енергія, - коефіцієнт дифузії, причому Prт – число Прандтля, - турбулентна в'язкість;

? рівняння стану: , де p - тиск.

Для розрахунку використовується однопараметрична модель турбулентності , в якій масштаб турбулентності визначається алгебраїчно: l=0,03d, де d – характерний розмір, а кінетична енергія турбулентності – за допомогою диференційного рівняння: , де =1 – число Шмідта, .

Граничні умови: на вході у розрахункову область задаються повні тиск та температура, а також кути, які визначають направлення потоку; на виході задається значення статичного тиску; на твердих поверхнях умови непротікання та теплоізольованої стінки; на бокових поверхнях – умови періодичності. Для скорочення процесу установлення та часу виконання розрахунку, використовуються результати вирішення задачі у квазіодномірній постановці.

В результаті розрахунку рівнянь газової фази знаходяться поля швидкостей, температури, тисків, кінетичної енергії турбулентності газового потоку.

Вважається, що паливо впорскується у ФВП у вигляді сферичних крапель, розподіл яких по розмірах підкоряється закону Розіна-Рамлера.

Для кожної краплі записуються рівняння:

? руху , де - швидкості краплі й газу; CR - коефіцієнт аеродинамічного опору краплі, - діаметр краплі, - щільності краплі й газу відповідно;

? зміни діаметра , де - коефіцієнт теплопровідності газу, срп, срг- питома теплоємність пари палива та газу, L - питома теплота пароутворення, Тг і Тк – температури газу і краплі відповідно;

? температури краплі , де Nu=2+0,6Re0,5Pr0,33 - число Нуссельта.

Коефіцієнт опору краплі розраховується за формулою , яка має поправку, що залежить від числа Вебера. Тут – число Рейнольдса, - коефіцієнт поверхневого натягу краплі.

У результаті проходження краплі по розрахунковій області розраховується секундна маса пари палива, залишеного в осередках: , s - номер фракції, h – кількість крапель в кожній фракції - діаметр краплі на вході в осередок, .- діаметр краплі на виході з осередку, - час знаходження краплі в осередку. Розраховуються джерелкові члени у рівнянні газової фази, що враховують внесок крапель, які випаровуються, у зміну концентрації пару палива. З урахуванням цього внеску робиться розрахунок поля концентрацій пари шляхом чисельного вирішення рівнянь дифузії пари . Тут , де mп – масова доля пари палива.

На наступному етапі за результатами чисельного розрахунку газової фази, з урахуванням впливу пари палива, обчислюється перенос кисню за допомогою диференційного рівняння . Тут , де – масова доля кисню.

У підсумку знаходяться поля концентрацій кисню й пари палива та визначається коефіцієнт надлишку кисню. Наявність полів параметрів потоку дозволяє виявити вплив на процес турбулентного горіння. Для цього розрахункова область розбивається на струмені, в кожному з яких параметри турбулентного потоку та коефіцієнт надлишку кисню вважаються постійними, але змінюються при переході від струменя до струменя. При прийнятих допущеннях для кожного струменя може бути застосована напівемпірична теорія турбулентного горіння, яка розроблена для однорідних паливо-повітряних сумішей. Згідно з цією теорією існує універсальна залежність коефіцієнта повноти згорання (рис. 2), яка аппроксимується у вигляді поліному: , де , х – координата, що відраховується від передньої границі фронту полум’я, - довжина зони горіння. Для довжини зони горіння використовується формула , де - інтенсивність турбулентності потоку, який набігає, - пульсаційна швидкість та - нормальна швидкість розповсюджування полум’я.

Рис. 2 Розподілення коефіцієнта повноти згорання |

Рис. 3 Схема факелу полум’я

Для кожного струменя різні. Для визначення xi необхідно знати координату х передньої границі фронту полум’я та координату вихідного перерізу ФВП хФВП (рис. 3). Передня границя фронту полум’я визначається кутом її нахилу , який розраховується за допомогою формули , де - турбулентна швидкість розповсюдження полум’я.

Далі у кожному струмені за відомими формулами розраховуються кількість підведеного тепла, тиск і швидкість на виході з сопла та тяга сопла .

Останній етап – це визначення сумарної тяги сопла . Крім того визначається інтегральна повнота згорання.

У третьому розділі представлена перевірка вірогідності комплексного методу оцінки ефективності робочого процесу у форсажно-вихідному пристрої турбореактивного двоконтурного двигуна.

Оцінка вірогідності виконувалася окремо по підмоделям.

1. Для оцінки точності розрахунку течії газу були вирішені такі задачі:

? визначення бічної сили на стінці дифузора та звужуючого сопла й порівняння з точним інтегральним рішенням (на сітці 22000 вузлів погрішність обчислень не перевищує 5%, при зростанні кількості вузлів погрішність обчислень зменшується);

? визначення параметрів на зрізі звужуючого сопла та порівняння з точним аналітичним одномірним рішенням, на докритичному та надкритичному режиму течії: значення температури, числа Маху, статичного тиску (на сітці 22000 вузлів погрішність обчислень не перевищує 7%);

? для оцінки точності переносу пари палива та кисню виконано розрахунки розтікання плями, яка задається ступеневою функцією відносної маси речовини, за умови відсутності дифузії та порівняння з точним рішенням і вирішеннями аналогічної задачі іншими методами. Показано, що здрібнювання рівномірної сітки з 100х3х35 до 200х3х70 вузлів та нерівномірної сітки з 60х3х53 до 120х3х106 вузлів, приводить до зменшення похибки чисельного розрахунку з 45% до 7%, та з 55% до 11% відповідно, при характерних для ФВП розмірах та швидкостях потоку.

? визначення розподілення інтенсивності турбулентності за стабілізатором полум’я шляхом порівняння з експериментальними даними Солнцева В.П. (середнє квадратичне відхилення розрахункових даних від експериментальних складає 3%);

2. Для оцінки точності розрахунку рідкої фази виконано:

? розрахунок розподілення крапель за розмірами шляхом порівняння з експериментальними даними Раушенбаха (середнє квадратичне відхилення інтегрального розподілення крапель склало не більш 3%);

? розрахунок зміни діаметра краплі палива при випаровуванні, шляхом порівняння з експериментальними даними Витмана (максимальне відхилення діаметра склало менше 0,5%);

? траєкторії руху крапель палива шляхом порівняння з експериментальними даними Доджа (для крапель діаметр яких не перевищує 60 мкм, середнє квадратичне відхилення траєкторії склало не більш 7%);

? чисельне інтегрування диференційних рівнянь методом Рунге-Кутта шляхом порівняння з точним рішенням (максимальне відхилення значення склало менше 0,01%).

3. Для оцінки точності розрахунку напівемпіричної методики турбулентного горіння виконано:

? розрахунок турбулентної швидкості поширення полум’я (напівемпіричної формули Груздева В.Н.), та порівняння з експериментальними даними Талантова А.В. (середнє квадратичне відхилення склало 10%).

Зроблено висновок, що окремі моделі робочого процесу мають приблизно однакову точність, яка достатня для розрахунку ФВП турбореактивного двоконтурного двигуна.

В четвертому розділі приведені результати розрахункових досліджень ФВП за допомогою запропонованого у другому розділі комплексного методу розрахунку та показників ефективності. Метою розрахункових досліджень було визначення ефективності робочого процесу ФВП та аналіз шляхів його підвищення.

З порівняльного аналізу ФВП серійних турбореактивних двигунів виявлено, що показник ефективності робочого процесу двигунів 4 покоління нижче, ніж у двигунів 2 та 3 поколінь однак кращі масові характеристики ФВП (рис. 3) за рахунок меншої маси форсажно-вихідного пристрою, що доводиться на одиницю витрати повітря: . Тут МФВП – маса форсажно-вихідного пристрою, Gв – витрата повітря, L, D – довжина та діаметр ФВП. Для кожного покоління є можливість визначити залежність максимального від (рис. 3). Більш детальний аналіз з урахуванням масових характеристик ФВП показав, що існує таке сполучення показника ефективності робочого процесу та , при якому забезпечується максимальна тягоозброєність літального апарату , де Р – тяга, МЛА – маса літального апарату. Зокрема, для літального апарата типу МіГ-29 розрахунковим шляхом показано, що залежність від має пологий максимум, який забезпечується при (рис. 4). В розрахунках використовувалась залежність =f(), яка зображена на рисунку 3. Одержані значення ()опт та ()опт відповідають параметрам серійного двигуна.

Рис.3 Порівняльний аналіз серійних ФВП | Рис. 4 Розрахунок тягоозброєності ЛА типу Міг-29

Такий самий аналіз робочого процесу ФВП зроблено для двигуна АІ-222Ф (рис. 4а). Показано, що цей ФВП програє двигунам 3 покоління за ефективністю робочого процесу, а двигунам 4 покоління за масовими характеристиками. Можливими шляхами удосконалення ФВП є: зменшення при незмінному ; збільшення при незмінному ; також будь-яке проміжне направлення змінюючи та (рис. 4а). Результати розрахунків показали, що найбільша тягоозброєність літального апарата досягається при незмінному та поліпшенні (точка 3 на рис. 4 б) до значення, що відповідає залежності .

а) | б)

Рис. 4 Аналіз впливу показників на ефективність ФВП

Тому були виконані розрахунки ефективності робочого процесу при та різних геометричних параметрах стабілізаторів полум’я й параметрів розпилу палива.

Для чисельного розрахунку тривимірних полів двофазного потоку прийнято припущення, що течія за турбіною і на вході у форсажну камеру на форсованому й максимальному режимах однакові. Це досягається збільшенням площі критичного перерізу на форсованому режимі.

З використанням чисельного розрахунку отримано параметри, які необхідні для напівемпіричного методу розрахунку турбулентного горіння (рис. 5-8).

Рис. 5 Поле швидкості | Рис. 6 Поле температур

Рис. 7 Поле концентрації кисню | Рис. 8 Поле коефіцієнту надлишку кисню за стабілізатором полум’я

За допомогою напівемпіричного методу, шляхом поділу на двадцять струменів, розраховано показник ефективності робочого процесу.

Відхилення стабілізаторів полум’я проти потоку на 8% призвело до збільшення тяги та показника ефективності робочого процесу на 1%.

Подальші розрахунки проводилися з метою вивчення впливу на ефективність робочого процесу при зміні параметрів розпилу палива (напрямку подачі, діаметра отворів). Найкращі результати були отримані при тангенціальному упорскуванні палива перпендикулярно потоку газу (рис. 9б). При цьому був виявлений нерівномірний розподіл коефіцієнту надлишку кисню по зонах (рис. 9а). Шляхом зміни діаметра отворів паливних форсунок удалося домогтися рівномірності розпилу палива, що призвело до збільшення повноти згорання й показника ефективності робочого процесу на 0,3% (табл. 1).

а) | б)

Рис. 9 Розподілення сектора по зонах, та схема розташування форсунок

Таблиця 1.

Розподілення коефіцієнту надлишку кисню по зонах

dотв мм | Р

0,51(2,3,4,5) | 9,54 | 1,57 | 1,39 | 1,61 | 1,44 | 2,22 | 4520,4

0,41(3,5)

0,51(2,4) | 11,13 | 1,54 | 1,45 | 1,77 | 1,48 | 2,59 | 4512,2

0,51(3,5);

0,60(2,4) | 8,18 | 1,30 | 1,33 | 1,32 | 1,39 | 2,02 | 4534,8

Таким чином, тільки за рахунок зміни розташування стабілізаторів полум'я й параметрів розпилу палива можна підвищити ефективності робочого процесу на 1,3% (рис.10).

Рис.10 Підвищення показника ефективності робочого процесу

ОСНОВНІ РЕЗУЛЬТАТИ ТА ВИСНОВКИ

На базі проведених досліджень можна зробити висновки:

1. Розроблено комплексний метод розрахунку робочого процесу ФВП турбореактивних двоконтурних двигунів.

2. Проведено оцінку вірогідності методик розрахунку течії: газу, переносу інертних добавок; розпилу, течії та випаровування рідкої фази; турбулентного горіння.

3. Розрахунковим шляхом показано, що тягоозброєність літального апарата типу Міг-29 має пологий максимум при певному сполученні показників ефективності робочого процесу ФВП та відношення довжини ФВП до його діаметра (=0,89...0,90 та L/D=1,14...1,16) і результати розрахунку узгоджуються з параметрами серійного двигуна.

4. Базове компонування форсажно-вихідного пристрою двигуна АІ-222Ф поступається ФВП двигунам третього покоління за ефективністю робочого процесу, а двигунам четвертого покоління за масовими характеристиками.

5. Найбільш доцільним напрямком удосконалювання ФВП АІ-222Ф є підвищення ефективності робочого процесу при збереженні відношення його довжини та діаметра (L/D=const).

6. За результатами розрахунку отримано, що при відхиленні стабілізаторів полум'я проти потоку на можна підвищити відносний приріст тяги, на форсованому режимі роботи двигуна, на 1% .

7. За результатами розрахунку ФВП виявлена нерівномірність розподілу палива по зонах. Запропонована зміна діаметра отворів форсунок, яка призводить до зниження нерівномірності розподілення коефіцієнту надлишку кисню та збільшення відносного приросту тяги на 0,3% (рис. ).

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

1. Кислов О.В., Рублев В.И. Методика оценки эффективности форсажно-выходных устройств ТРДДФ // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сборник научных трудов. НАУ им. Н.Е. Жуковского “ХАІ”. – Харьков: ХАИ, 2004. – Выпуск 36 (1). – С. .

2. Логинов В.В., Рублев В.И. Моделирование течения в форсажной камере сгорания авиационного двигателя // Інтегровані технології та енергозбереження. – Харків: НТУ ХПІ, 2004, №4. – С. 60-67.

3. Логинов В.В., Рублев В.И. Численное моделирование течения газа в выходных патрубках газотурбинных установок // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сборник научных трудов. НАУ им. Н.Е. Жуковского “ХАІ”. – Харьков: ХАИ, 2005. – Выпуск 40 (1).– С. 33-40.

4. Логинов В.В., Рублев В.И. Численное исследование течения в межкаскадном канале турбореактивного двухконтурного двигателя. // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сборник научных трудов. НАУ им. Н.Е. Жуковского “ХАІ”. – Харьков: ХАИ, 2005. – Выпуск 40 (2).– С. 23-29.

5. Кислов О.В., Рублев В.И. Сравнение форсажно-выходных устройств турбореактивных двигателей боевых летательных аппаратов // Збірник наукових праць. Системи обробки інформації. - Харків: ХВУ, 2004, №12 (40). – С. 79-83.

6. Рублев В.И. Оценка эффективности форсажно-выходных устройств турбореактивных двигателей // Збірник наукових праць. Системи обробки інформації. - Харків: ХВУ, 2005, №3 (43). – С. 101-103.

7. Логинов В.В., Кислов О.В., Рублев В.И. Моделирование течения газового потока в форсажной камере ТРДДФ с разними типами стабилизаторов пламени // Проблемы информатики и моделирования. - Харків: НТУ “ХПІ”, 2002. – С. 22.

8. Рублев В.И. Методика визначення повноти згоряння у форсажній камері згоряння ТРДДФ // Перша науково-технічна конференція Харківського університету Повітряних Сил. Тези доповідей. – Харків: ХУ ПС, 2005. – С. 92-93.

АНОТАЦІЯ

Рубльов В.І. Комплексний метод розрахунку форсажно-вихідних пристроїв турбореактивних двоконтурних двигунів. Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.07.05 – двигуни та енергоустановки літальних апаратів. Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, м. Харків.

Розроблено комплексний метод розрахунку ФВП. Найбільшу складність викликає визначення тяги сопла, для цього пропонується метод, що складається з двох частин: а) методу розрахунку тяги сопла з урахуванням турбулентного горіння на основі напівемпіричної теорії; б) методу чисельного розрахунку тривимірних полів параметрів двофазного потоку з урахуванням турбулентних характеристик потоку, розподілу кисню й парів палива.

Зроблено перевірку вірогідності використаних методик. Оцінка вірогідності зроблена окремо для газової фази, рідкої фази та напівемпіричної методики. Результати розрахунку порівнювалися з точним аналітичним рішенням та з експериментальними даними. Показано, що методи, які застосовані, мають задовільну точність.

Зроблено аналіз базового форсажно-вихідного пристрою двигуна АІ-222Ф та найбільш раціональним обраний напрямок поліпшення показника ефективності робочого процесу при незмінному масовому показнику.

Розроблена методика дозволяє ще на стадії проектування оцінити ефективність ФВП. Як показано на прикладі форсажно-вихідного пристрою двигуна АІ-222Ф, за рахунок поліпшення геометричних параметрів і параметрів розпилу палива вдалося на 1,3% підвищити ефективність форсажно-вихідного пристрою та тягоозброєність літального апарата.

Ключові слова: форсажно-вихідний пристрій, показник ефективності, робочий процес.

АННОТАЦИЯ

Рублев В.И. Комплексный метод расчета форсажно-выходных устройств турбореактивных двухконтурных двигателей. Рукопись.

Диссертация на получение научной степени кандидата технических наук за специальностью 05.07.05 - двигатели и энергоустановки летательных аппаратов. Национальный аэрокосмический университет им. М.Е. Жуковского “ХАИ”, г. Харьков.

Разработан комплексный метод оценки эффективности форсажно-выходных устройств. Наибольшую сложность вызывает определение тяги сопла, для этого предлагается метод, состоящий из дух частей: а) метода расчета тяги сопла с учетом турбулентного горения на основе полуэмпирической теории; б) метода численного расчета трехмерных полей параметров двухфазного потока с учетом его турбулентных характеристик, распределения кислорода и паров топлива.

Для расчета тяги сопла использовался метод, основанный на теории поверхностного турбулентного горения, где стабилизаторы пламени заменяются точечным источником поджигания, и принимается равномерное распределение всех параметров поперек потока в пределах каждой струйки.

Для оценки эффективности горения необходимо иметь поля скоростей, температур, давлений, паров топлива и пульсационных скоростей. Эти величины можно определить путём численного моделирования двухфазного потока. Для моделирования процесса смесеобразования топливовоздушной смеси использовалась модель раздельного течения газовой и жидкой фаз с учётом влияния конечных скоростей переноса между фазами.

Для расчета параметров вязкого трехмерного потока в форсажно-выходном устройстве применялся метод, который основан на использовании эйлерово-лагранжевого подхода. Течение описывается дифференциальными уравнениями Навье-Стокса осредненными по Рейнольдсу и замыкаемые однопараметрической моделью турбулентности.

Дифференциальные уравнения жидкой фазы решались методом Рунге-Кутта. Распределение капель по размерам подчиняется закону Розина-Рамлера.

Произведена проверка достоверности использованных методов. Оценка достоверности производилась отдельно для газовой фазы, жидкой фазы и полуэмпирического метода. Результаты расчета сравнивались с точным аналитическим решением и с экспериментальными данными. Показано, что применяемые методы имеют удовлетворительную точность.

Проведен анализ базового форсажно-выходного устройства двигателя АИ-222Ф и наиболее рациональным выбрано направление улучшение показателя эффективности рабочего процесса при неизменном массовом показателе.

Произведен расчёт форсажно-выходного устройства с различным углом отклонения стабилизаторов пламени. Определены поля параметров: скорости, температуры, давления, кинетической энергии турбулентности, концентрации кислорода и паров топлива. Результаты расчета показали, что отклонение стабилизаторов пламени против потока на 8% привело к увеличению эффективности рабочего процесса на 1%.

Было изучено влияние на эффективность рабочего процесса параметров распыла топлива. При этом было выявлено неравномерное распределение коэффициента избытка кислорода за стабилизатором пламени. Путем изменения диаметра отверстий топливных форсунок удалось добиться равномерности распыла топлива и повысить эффективность рабочего процесса еще на 0,3%.

Разработанный комплексный метод позволяет еще на стадии проектирования оценить эффективность форсажно-выходных устройств. Как показано на примере форсажно-выходного устройства двигателя АИ-222Ф, за счет улучшения геометрических параметров и параметров распыла топлива удалось на 1,3% повысить эффективность рабочего процесса ФВУ.

Ключевые слова: форсажно-выходное устройство, показатель эффективности, рабочий процесс.

SUMMARY

V.I. Rublev. A technique of assessing the efficacy of afterburner output devices for turbo-jet bypass engines. Manuscript.

Thesis for the academic degree of technical sciences candidate, specialty 05.07.05 - Aircraft Engines and Power Installations. National Aerospace University named after M.Ye.“KhAI”, the city of Kharkov.

An analysis of current efficacy indices of afterburner output devices for turbo-jet bypass engines has been conducted. The following efficacy indices of afterburner output devices were suggested: (a) aircraft thrust/weight ratio; (b) incremental higher thrust rate during augmentation; (c) specific mass of the afterburner output device.

A technique of assessing the efficacy of afterburner output devices was developed. Determination of the nozzle thrust turned out to be the most difficult thing. A two-stage technique has been suggested with this purpose: (a) techniques for calculating the nozzle thrust taking into account the turbulent combustion on the basis of a semi-empirical theory; (b) numerical techniques for calculating two-phase flow 3D parametric fields taking into account characteristics of turbulent flow as well as oxygen and fuel fumes distribution.

The reliability of applied techniques was checked. Reliability assessment was carried out for the gas phase, liquid phase and semi-empirical techniques separately. Calculation results were compared to the exact analytic solution and experimental data. It was proved that the accuracy of applied techniques was satisfactory.

Basic afterburner output device of the AI-222F engine was analyzed. It was decided to improve the working process efficacy at the constant weight ratio since it was the most rational way.

The developed technique enables to assess the efficacy of afterburner output devices as early as at the design stage. As was shown by the example of the afterburner output device of the AI-222F engine, it became possible to increase the aircraft thrust-to-weight ratio by 1.3% due to improving geometrical parameters and those of fuel spraying.

Key words: afterburner output device, efficacy index, working process, aircraft thrust/weight ratio.

Підписано до друку 1.12.05.

Формат 60х90/16. Бум. Офс. №2. Офс. друк.

Навч. –вид. л. 1,0. Т. 100 прим. Замовл. № 548.

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”

61070, Харків – 70, вул. Чкалова, 17

Видавничий центр “ХАІ”

61070, Харків – 70, вул. Чкалова, 17

izdat@khai.edu