Прочитать публикацию в формате PDF 837 Кб Для чтения PDF необходима программа Adobe Reader

54

Статьи от д.т.н., профессора ГТУ МАИ им. С. Орджоникидзе Дворниченко В.В. в Академию РАЕ для электронных конференций!

Чек об оплате электронных публикаций прилагается ниже, смотри на странице 53 в конце статьи!

УДК 621.45.00.112.03.54-225

Авиационные газотурбинные двигатели типа ТРДД, ТРДДФ – программа-прогноз безотлагательного развития в РФ на средне-срочную перспективу для ГА и ВВС (10-15 лет)

Проф., д.т.н. Дворниченко В.В. ГТУ МАИ, Член-Корреспондент РАЕ, e-mail:vdvor38@mail.ru, mobile: 8-915-299-15-18; аспирантка Бурова А.Ю., ГТУ МАИ.

МАИ, Волоколамское Ш., 4, Москва, А-80, ГСП-3, 125993;

В статье рассматриваются вопросы, связанные с безотлагательной для РФ программой развития авиационных газотурбинных турбо-реактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) для Гражданской Авиации (ГА) и Военно - Воздушных Сил (ВВС) на ближайшую перспективу: 10-15 лет. Даётся проверенный для широкого спектра авиадвигателей Российских, Американских и Английских алгоритм и методика расчёта дроссельных и высотно-скоростных характеристик ТРДД и ТРДДФ, как на стандартном углеводородном топливе Т1, ТС1, так и на криогенном жидком водороде Н₂ в состоянии на левой пограничной кривой термодинамических параметров состояния, разработанная одним из авторов этой статьи, и приводятся выборочно в виде графиков кривых некоторые из просчитанных характеристик отечественных и зарубежных ТРДД, ТРДДФ как для ГА, так и для ВВС на стандартном топливе-керосине типа: Т1, ТС1, РТ. Сравнение полученных нами результатов по характеристикам ТРДД и ТРДДФ на стандартном топливе керосине ТС1(уровень взлётных тяг, часовой расход топлива при старте воздушного судна и в крейсерском полёте, величины удельных расходов топлива в крейсерском полёте) с результатами фирм-производителей ТРДД , ТРДДФ ( Российские «Пермские Моторы», «Авиадвигатель», Самарское НПО им. Н.Д. Кузнецова, НПО «Сатурн», Американские: «Pratt&Whitney», Британские: «Rolls-Royce») показало хорошую сходимость обеих результатов.

Ключевые слова и термины: ТРДД, ТРДДФ, дроссельная характеристика, высотно-скоростная характеристика ТРДД, ТРДДФ, топливо углеводородное стандартное Т1, криогенное водородное топливо Н₂ (параводород) при давлении упругости паров Н₂: Р_н=10⁵ Па, сравнение дроссельных характеристик ТРДД, ТРДДФ, часовой расход топлива ТРДД, ТРДДФ в крейсерском полёте, удельный расход топлива ТРДД, ТРДДФ, перспективные рабочие параметры ТРДД, графическое представление дроссельных характеристик ТРДД, ТРДДФ.

Введение

Для самолётов ГА РФ двигатели типа ТРДД должны в ближайшем будущем по параметрам отражать новейшие достижения передовых западных двигателестроительных фирм: «Pratt&Whitney» и «Rolls-Royce». Уровень тяги закладываемых в проект авиадвигателей ТРДД для ГА следующий: R_взл=30-35 т.с., R_взл=45-50 т.с., R_взл=14-16 т.с., на земном «взлетном» режиме.

Российские ТРДД для самолетов ГА должны по своим тяговым характеристикам заменить большие коммерческие американские и английские ТРДД на самолетах западных фирм «Airbus» и «Boeing».

Узлы подвески российских ТРДД и под самолеты «Airbus» и «Boeing» должны быть соответствующими, чтобы заменить американские и английские аналоги. Взаимозаменяемость Российских и Западных ТРДД должна быть 100% по всем термогазодинамическим параметрам рабочего процесса: R, π^*_к∑, C_R, T^*_Г, m.

Стоимость эксплуатации авиалайнеров (стоимость часа полета в ГА) при такой ремоторизации (замена Западных аналогов ТРДД Российскими ТРДД больших тяг) может снизиться в 2 раза для российских авиакомпаний-перевозчиков.

Двигатели ТРДД для ГА РФ можно и должно выпускать на российских авиазаводах: в Перми, Самаре, Рыбинске, Москве, Санкт-Петербурге, Уфе и Омске по западным лицензиям. В случае отказа Запада производить их по лицензии в РФ, выпускать свои Российские двигатели силами российских ОКБ и заводов.

Требуемые параметры авиационного ТРДД для самолетов ГА: π^*_к∑=50, T^*_Г=1750-1775°K, степень двухконтурности m=11, запуск ТРДД на земле – электрический, электрогенератором: N_эл=500кВт.

Двигатель ТРДД по концепции– трехвальный с приводом вентилятора ТРДД через редуктор, топливо-керосин марок Т1, ТС-1; ресурс назначенный τ_назн.=25000ч до 1-ого ремонта. Общетехнический ресурс авиационного ТРДД-75000 часов (подход английской фирмы «Rolls-Royce»). По завершении эксплуатации – ремонт и отправка авиационного двигателя для народно-хозяйственных нужд.

Внедрить для всех российских ТРДД в РФ в систему электронной САУ принцип «минимизации асимметрии тяги» (подход американской фирмы «Pratt&Whitney»).

Дальние магистральные самолеты (ДМС) ГА РФ в будущем рассматривать как двухмоторные, так как у двухмоторных самолётов минимальные эксплуатационные расходы.

Необходимо удовлетворить требованиям работы ТРДД по времени 180-300ч на «взлетном» режиме в крейсерском полете при M_п=0,82-0,85 на высотах H=11000-13000 м. Требования ЕТОР (требование стандартов ICAO для двухдвигательных ДМС).

Экономичность по расходу топливу, оцениваемая расходом в граммах топлива на пассажирокилометр, должна составлять у таких будущих двухдвигательных Российских авиалайнеров: С _п/км≤16[г/пасс. км].

Предусмотреть необходимо для двигателя ТРДД, ТРДДФ то, что после 9000ч наработки «на крыле» у больших Российских коммерческих ТРДД производить полностью замену горячей части: турбин высокого, среднего и низкого давлений (ТВД, ТСД и ТНД), выходного сопла 1-ого контура (подход Британской фирмы «Rolls-Royce»), чтобы получить современный уровень назначенного ресурса ТРДД: τ_назн.=25000 часов.

Противовращение валов ТВД и ТСД (двух блоков турбин среднего и высокого давлений) должно быть внедрено сегодня в конструкцию Российских ТРДД и ТРДДФ для уменьшения гироскопического момента от модуля компрессоров и модуля турбин двигателя ТРДД, ТРДДФ при маневрах самолета.

Конструкция всех типов ТРДД для ГА – блочная – 12-14 блоков-модулей для возможности замены любого блока-модуля в условиях эксплуатационного предприятия ГА.

По окончании эксплуатации – ремонт на заводе-изготовителе (окончание «жизненного цикла» ТРДД и отправка его в народное хозяйство).

Самолеты ИЛ-96-300, ИЛ-96-400 производства Российских авиазаводов оснастить приемлемыми по тяге ТРДД, каждый взлётной тягой R_взл=25000кгс: 25000*4=100000 кгс, чтобы обеспечить тяговооруженность этих самолетов ДМС на «взлетном» режиме при МСА: µ_взл=R/G_взл=0,35 и не ниже (подход американской самолётостроительной фирмы «Boeing» в последнее десятилетие).

Это поможет обеспечить выполнение заявленного «назначенного» ресурса ТРДД с переразмеренной тягой в τ_назн=25000ч до 1-ого ремонта для всех типов ТРДД (уровень тяг взлётных : R_взл=30-35 т.с, R_взл= 45-50т.с., R_взл =16 т.с. и т.д.), так как авиалайнер в эксплуатации, особенно на этапе взлёта и набора высоты способен будет экономить ресурс всех установленных на нём ТРДД в часах при его (ТРДД) преднамеренном переразмеривании (DERATED MODE OF OPERATION) по тяге (при МСА), как это нами уже выше упоминалось, на этапе проектирования и соответственно изготовления!

Требуется применить для ТВД двигателей высокопрочные жаропрочные сплавы на основе кобальта (подход фирмы «Pratt&Whitney»), сейчас применяются в РФ сплавы на никелевой основе!

Максимальную температуру адиабатического торможения Т_Г* в камере сгорания выдержать на уровне 1750-1775°К для «взлетного» режима для самолетов ВВС РФ, для маневренных истребителей типа СУ и МИГ необходимо, форсируя тягу ТРДДФ на «взлетном» режиме и «форсаж» ,обеспечить тяговооруженность полностью снаряженного манёвренного истребителя на уровне µ_взл=R_взл/G_взл=1,2-1,3, чтобы иметь преимущество в маневренном воздушном бою в схватке с манёвренным истребителями F-22 RAPTOR и F-35 – производства фирм США .

Тяга ТРДДФ для самолетов типа СУ-35 на уровне R_{взл.фор.}=20000 кгс на земном «взлетном» режиме плюс «полный форсаж»!

Для самолетов РФ типа МИГ тот же подход, µ_взл=R_{взл.фор.}/G_взл=1,2-1,3 на земном «взлетном» режиме плюс «полный форсаж», чтобы быть конкурентноспособным (победителем) в воздушном бою.

Увеличить назначенный ресурс ТРДДФ для самолётов-истребителей от сегодняшних значений τ_назн=1000ч, чтобы поднять экономичность эксплуатации военной истребительной авиации РФ и повысить боеготовность истребителей ВВС РФ.

В России для самолетов - стратегических сверхзвуковых бомбардировщиков типа ТУ-160 для авиадвигателей ТРДДФ необходимо внедрить в САУ двигателей и САУ самолета принцип минимизации асимметрии тяги в полете, чтобы на 10-15% увеличить дальность полета сверхзвукового бомбардировщика ТУ-160 (электронная система FADEC/EEC, “Pratt&Whitney”, USA) или сэкономить 12-14% топлива от уровня первоначальной запрвки!.

В САУ ТРДД и ТРДДФ закладывать: 2-3 программы регулирования двигателя: a)EPR ±δEPR=const₁; b)n₁±δn₁=const₂; c)π^*_к∑±δπ^*_к∑=const₃. Системы автоматического управления ТРДД, ТРДДФ - электронные, FADEC/EEC (по подходу американской фирмы "Pratt&Whitney").

Кроме того, авиазаводы РФ должны быть в готовности в ближайшей перспективе перейти на альтернативное топливо: криогенный кипящий водород (Н₂), криогенный кипящий метан (СН₄) как для авиадвигателей ГА, так и для ТРДДФ для ВВС.

Такая программа- прогноз развития авиационных ТРДД и ТРДДФ для ГА и для ВВС на ближайшие 10-15 лет должен, не взирая ни на какие преграды, реализоваться в авиационной промышленности РФ, в противном случае можно потерять статус великой авиационной державы!

В этой научной работе рассматриваются вопросы, касающиеся нелинейной модели авиационного ТРДД высокого уровня, использования этой модели для расчёта высотно-скоростных и дроссельных характеристик отечественных и зарубежных-американских коммерческих ТРДД, ТРДДФ;

Можно также с помощью этой нелинейной модели авиационного ТРДД проводить исследования доверительных интервалов тяги (разнотяговости) ТРДД для режимов взлёта и крейсерского полёта по дроссельной характеристике для многодвигательных самолётов ГА как отечественных, так и зарубежных-американских; построение линейной модели ТРДД , например, Д-30КУ 1-ой серии, применяемой для исследования разнотяговости двигателей на самолёте ИЛ-62М; регрессионной и статистической моделях ТРДД Д-30КУ 1-ой серии (ИЛ-62М) и ПС-90А(ИЛ-96-300), используемых для диагностики технического состояния двигателей по полётной информации; а также средств и методов борьбы с проявляющейся в полёте разнотяговостью ТРДД и появляющейся вследствие этого асимметрией тяги в плоскости Х-О-Z на новейших многодвигательных дальне- и среднемагистральных самолётах ГА РФ: ИЛ-96-300, ИЛ-96-400, ТУ-204, ТУ-214, а также на американском среднемагистральном самолёте «BOEING -757-200» с двигателями двух западных фирм: «PRATT&WHITNEY» - (PW-2037) и «ROLLS-ROYCE» - (RB-211-535E4).

Расчет дроссельных и высотно-скоростных характеристик отечественных и американских ТРДД: Д-30КУ 1-ой серии, Д-30КУ-154 2-ой серии, ПС-90А, PW-2037, ТРДДФ F-100PW-119 с помощью компьютерной программы «DROSS» при условиях МСА (Детерминированная математическая модель ТРДД высокого уровня.)

1. Общие данные

Рассмотрим методику построения универсальной дроссельной характеристики авиационных ТРД, ТРДД, ТРДД со смешением потоков, а также ТРДДФ при заданной программе регулирования двигателя по высотно-скоростной характеристике. Двигатели рассматриваются как двухвальной, так и трехвальной схем.

В методике используется нелинейная математическая модель ТРДД высокого уровня (детерминированная), которая на протяжении вот уже 25 лет тестируется и совершенствуется авторами статьи, с описанием характеристик всех узлов двигателя. Всего, суммарно, в модели используется 25 нелинейных уравнений для представления как характеристик узлов ТРДД (со смешением или без смешения потоков двух контуров) от сечения входа в КНД (сеч.1-1) до сечения выхода из общего сопла двухконтурного газотурбинного двигателя (сеч.5-5), так и заявленных в ТТЗ на ТРДД характеристик собственно двигателя.

Как-то: тяга R, часовой расход топлива G_т, удельный расход топлива C_R, температура газа за турбиной ТНД T*_T, температура газа перед ТВД T*_г на «взлётном» режиме при условиях МСА, режим работы ТРДД , например ПС-90А , n₂=94,1%, и аналогичные характеристики для крейсерского полёта, режим работы ТРДД , например, того же ПС-90А, «максимальный крейсерский» : n₂=89,0%: М_п=0,8, Н_п=11000м, МСА.

Дроссельная характеристика может быть рассчитана для любой (Н_п = 0 - 20000м) высоты и скорости полета, в том числе для земных условий: Н_п=0км, М_п=0, МСА и для высотных крейсерских условий: Н_п=11км, М_п=0,8, МСА.

Адиабатические коэффициенты полезного действия *_кнд, *_ксд, *_квд, *_твд, *_тнд, *_тсд элементов двигателя - каскадов компрессоров низкого, среднего и высокого давлений и соответствующих им турбин - рассматриваются вдоль дроссельной характеристики, изменяющейся по определенному закону, который согласуется с экспериментальными данными [3].

2.Программа регулирования n_КВД=const (T*_г=const), F_кр=const

Система уравнений для расчета параметров на ЛРР по высотно-скоростной характеристике при реализации программы регулирования n_КВД =const(T*_г=const), F_кр=const на выбранном дроссельном режиме:

, (1.)

(2.)

(3.)

(4.)

Система уравнений для расчета параметров на ЛРР по высотно-скоростной характеристике при реализации программы регулирования F_кр= const, n_кнд= const, на выбранном дроссельном режиме:

, (5.)

(6.)

(4.7.)

(4.8.)

(9)

(10.)

(11.)

Система уравнений (1), (2), (3), (4) определяет значение параметров *_кнд, *_ксд, *_квд и m вдоль линии рабочих режимов по дроссельной характеристике при регулировании двигателя по программе Т*_г= const(n_квд= const).

Система уравнений выводилась из условий, что адиабатические работы каскадов компрессоров изменяются вдоль линии рабочих режимов согласно коэффициента coeff₁ для L_кнд, L_ксд и коэффициента coeff₂ для L_квд при изменении (уменьшении) Т*_з/Т*_{з рас}по дроссельной характеристике.

Система уравнений (5), (6), (7), (8), (9), (10), (11) определяет значение параметров: Т*_2II ,*_кнд, *_ксд, Т*_хх, *_квд, m, Т*_г - вдоль линии рабочих режимов при программе регулирования n_кн = const, F_кр= const.

Коэффициентыcoeff₁, coeff₂, определяют изменение адиабатических работ каскадов компрессоров вдоль линий их рабочих режимов, т.е. вдоль дроссельной характеристики от взлетного режима, до полетного малого газа.

Коэффициенты восстановления полного давления по сечениям двигателя выбираются также, базируясь на экспериментальных данных, как-то *_вх, *_{II ком}, *_пер, *_кс, *_см, - коэффициент восстановления полного давления на входе в двигатель, коэффициент восстановления полного давления во втором контуре, коэффициент восстановления полного давления в переходном канале, коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания, а также в камере смешения.

Коэффициенты потерь скорости газового потока при истечении из сопел I и II-го контуров ₁, ₂, общего сопла _ - также задаются на основании экспериментальных данных.

Таким образом, может быть рассчитана и построена дроссельная характеристика любого из вышеназванных типов двигателей. В этой работе ниже в соответствующих приложениях приведены дроссельные характеристики ТРДД: Д-30КУ 1-ой серии, ПС-90А, PW-2037 и F-100PW-119.

3. Некоторые результаты апробации программы по расчёту дроссельной характеристикина больших ЭВМ и ПЭВМ.

В настоящее время используются современные компьютеры: PENTIUM-4, DURON, E-MASHINES.

Тип персонального компьютера выбирался исходя из приемлемого времени трансляции программы из машинного алгоритмического языка в файл ЕХЕ и времени работы собственно программы - файла ЕХЕ при расчете дроссельной характеристики. Так, время трансляции программы, записанной на языке FORTRAN-77(или FORTRAN POWER), в файл ЕХЕ составило 3 минуты для IBM PC 386 (90-ые годы прошлого века), расчет конкретной дроссельной характеристики - работа собственно файла ЕХЕ -составила 2 минуты. Поэтому для расчета была выбрана именно ПЭВМ IBM PC 386 в начале 90-х годов, а в последующем более современные компьютеры, например, PENTIUM-4, DURON, E-MASHINES.

На сегодняшний день время трансляции EXE файла составляет доли секунды для современного компьютера типа DURON ( тактовая частота компьютера 800 кгц, начало 21 столетия), время счёта с использованием файла EXE также составляет доли секунды, но ввод числового материала с клавиатуры составляет по времени 15 минут.

Печать - 25 страниц результатов расчета сегодня на современном струйном принтере компании HP занимает 7,5 минут.

4. Программы регулирования двигателя ТРДД n_квд=const(Т*_г=const) или n_кн=сonst, Fc=const

В программе для ПЭВМ, записанной на машинном алгоритмическом языке FORTRAN-POWER, могут быть реализованы две программы регулирования двигателя ТРДД для любой точки на его дроссельной характеристике.

n_квд= const (Т*г = const),

то есть физическая частота вращения ротора высокого давления остается постоянной и температура торможения газа перед турбиной высокого давления Т*_г также остается, примерно, постоянной по высоте и скорости полета для выбранного режима по дроссельной характеристике и F_кр._c= const.

Вторая программа регулирования:

n_кнд=сonst, F_c = const,

то есть частота вращения физическая каскада низкого давления, а также площадь критического сечения сохраняются постоянными по высоте и скорости полета для выбранного режима по дроссельной характеристике.

Для форсажных режимов на той же дроссельной характеристике программа регулирования следующая:

n_квд = const,

Т*_г = const,

Т*_ф = const,

то есть частота вращения физическая каскада высокого давления, температура газа перед турбиной Т*_г ,температура газа в форсажной камере сохраняются постоянными по высоте и скорости полета для выбранного режима на дроссельной характеристике.

Т*_г =var,

Т*_ф = const,

n_кнд = const,

то есть в каждой точке дроссельной характеристики частота вращения ротора низкого давления n_кнд сохраняется постоянной, температура торможения газа Т*_г перед турбиной меняется, а температура форсажа Т*_ф остается постоянной по высоте и скорости полета.

Рассматриваемая в настоящей работе система уравнений описывает совместную работу трех каскадов двигателя: модуль компрессора низкого давления, модуль компрессора среднего давления, модуль компрессора высокого давления, которые приводятся во вращение соответствующими турбинами: турбиной низкого давления, турбиной среднего давления, турбиной высокого давленая.

Эта система уравнений работает по всей дроссельной характерис­тике, и в каждой точке дроссельной характеристики двигателя система уравнений решается в определенном диапазоне высот: Н_п = 0 -11.000м и скоростей: М_п = 0 - 0,8, условия полета при МСА (Компьютерная программа позволяет вводить условия по температуре и давлению окружающего воздуха отличные от МСА).

Блок-схема работы программы на ПЭВМ

Рис 1.

5. АПРОБАЦИЯ АЛГОРИТМА УНИВЕРСАЛЬНОЙ ДРОССЕЛЬНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Здесь же следует отметить, что весь алгоритм проверялся и при работе ТРД и ТРДД для самолётов ГА на больших высотах: Н = 16000 - 18000м и больших сверхзвуковых числах Маха полета: М_п = 1,2 - 2,5 и показал хорошие результаты, согласующиеся с известными экспериментальными данными по зарубежному двигателю "Олимп-593" для СПС "Конкорд" и по отечественному бесфорсажному ТРД РД-36-51А, разработанному Рыбинским опытным конструкторским бюро авиационного моторостроения для СПС ТУ-144.

Проверялся также наш алгоритм и для двигателей манёвренной авиации США при полётах на сверхзвуковых скоростях М_п=1,2, М=1,7 - с включённым режимом  полныйфорсаж: ТРДДФ фирмы « PRATT & WHITNEY» F-100PW-119 (истребитель F-22 «RAPTOR») и показал отличную сходимость результатов. Полученные в результате нашего расчёта данные сравнивались с результатами расчётов непосредственно американских разработчиков двигателя F-100PW-119 [7].

Для отечественных двухконтурных двигателей с форсажными камерами типа ТРДДФ, устанавливаемых на манёвренных самолётах также рассчитывались нами по нашей же методике дроссельные и высотно- скоростные характеристики отечественных двигателей ТРДДФ: АЛ-31Ф, АЛ-37Ф, АЛ-41Ф. Результаты расчётов использовались исключительно для сравнения характеристик манёвренности Российских и американских истребителей [6],[7] на больших высотах при полётах на крутых виражах с предельными перегрузками по оси Y (n_y=7) с использованием векторного регулирования тяги двигателей, условия полёта: H_п=11000м, M_п=1,2, - режим работы ТРДДФ – ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ. То есть представленная методика позволяла нам в этом случае определить текущую тяговооружённость (R/G) манёвренного самолёта при полётах на крутых виражах на больших крейсерских высотах.

Для двигателей дозвуковых самолетов ГА алгоритм проверялся на отечественных двигателях: ТРДД АИ-25 II-ой серии, Д-30 III-ей серии, Д-З0КУ I-ой серии, Д-30КУ-154 II–ой серии, ПС-90А, трёхвальном двухконтурном Д-36, НК-86А, а также на известном американском двигателе фирмы «PRATT&WHITNEY»: ТРДД PW-2037.

Особенно тщательное согласование с экспериментальными данными по дроссельной характеристике было проведено конкретно для отечественного ТРДД ПС-90А, а также для американского ТРДД типа PW-2037, устанавливаемого на самолётах Boeing 757-200 и предполагавшегося для установки на Российский самолёт ИЛ-96-300 как альтернатива двигателю ПС-90А.

Алгоритм универсальной дроссельной характеристики использо­вался также для расчета коэффициентов влияния при разработке линейной диагностической модели двигателя Д-30КУ 1-ой серии для высотных крейсерских условий полета: Н_п =11000м, М_п = 0,8, МСА,- расчётный режим работы (по частоте вращения ротора высокого давления ТРДД) выбирался при n_квд=88% , который задавался в качестве стандартного режима.

Таким образом, рассматриваемая универсальная дроссельная ха­рактеристика прошла широкую апробацию на различных типах двухконтурных турбореактивных двигателей, применяемых как на дозвуковых самолетах ГА: Ил-96-300 (ПС-90А), BOEING 757-200(PW-2037), ЯК-40 (АИ-25 II-ой серии); Ту-134 (Д-30 III-ей серии); Ту-154М (Д-30КУ-154 II-ой серии); Ил-62М (Д-З0КУ I-ой серии); Ил-86(НК-86А), так и на сверхзвуковых самолетах ГА: "Конкорд" ("Олимп-593"); Ту-144 (РД-36-51А), самолетах маневренной авиации: СУ-27(АЛ-31Ф), СУ-37(АЛ-37Ф), МИГ1.44(АЛ-41Ф); СУ-41(АЛ-41Ф); F-22 «RAPTOR»(F-100PW-119), отражено в литературе: [1] - [10].

Производилось с применением универсальной дроссельной характеристики согласование получаемых расчетным путем параметров со штатно-контролируемыми приведенными полетными крейсерскими параметрами на стандартном дроссельном режиме n_квд= 89,5% для двигателей ПС-90А; для Д-30КУ 1-ой серии на стандартном режиме n_квд= 88%, , полученных в условиях эксплуатации отечественных самолетов типа ИЛ-96-300 и ИЛ-62М соответственно.

Изменение к.п.д. элементов вдоль дроссельной характеристики и определение параметров на дроссельной характеристике.

Все к. п. д. элементов ТРДД в нашей программе DROSSизменяются при изменении режима, который харак­теризуется отношением температур текущей к максимальной расчётной взлётного режима:

Т*_г/Т*_{г расч}=Т*_{г отн} , где Т*_{г расч} - температура перед турбиной на расчетном «взлетном» режиме. Изменение коэффициента полноты сгорания в основной камере сгорания описывается уравнением, где показатель степени варьируется:

при условии (12.)

при условии (13.)

при условии (14.)

при условии (15.)

Изменение адиабатических к.п.д. турбин по заторможенным параметрам вдоль дроссельной характеристики:

, (16.)

, (17.)

Таким образом, адиабатическая работа компрессоров низкого, среднего и высокого давлений изменяется вдоль дроссельной характеристики в зависимости от изменения Т*_г/Т*_г.расч через параметры coeff₁, coeff₂, адиабатические

к.п.д. каскадов компрессоров также изменяются в программе DROSS в зависимости от Т*_г/Т*_г.расч, как было показано выше.

Ниже представлены параметры coeff₁ и coeff₂, как функция Т*_г/Т*_г.расч и высоты Н полета:

(18.)

(19.)

Изменение к.п.д. *_квд и *_кнд вдоль дроссельной характеристики для условий полета: Н_п=11000м, М_п=0,8, МСА. ТРДД Д-30КУ 1-ой серии

Путем решения системы четырех нелинейных уравнений (1.), (2.), (3.), (4.) определяются текущие значения параметров ТРДД на дроссельной характеристике: *_кнд, *_ксд, *_квд, m - на любой высоте и скорости при программе регулирования по высотно-скоростной характеристике n_квд=const(T*_г=const).

А путем решения системы семи нелинейных уравнений определяются семь параметров ТРДД: *_кнд, *_ксд, *_квд, m, Т*_г, Т*_хх, Т*_2II - при программе регулирования по высотно-скоростной характеристике: n_кнд=const.

Таким образом, реализуется возможность определить тягу R и удельные параметры R_уд, С_уд по скоростной характеристике для выбранного дроссельного режима двигателя при: Н_п=const; M_п=var, МСА - при законе управления ТРДД, например, n₂=const или n₁=const.

В большинстве случаев для ТРДД самолётов ГА в полёте мы выбирали закон управления для Российских авиадвигателей: n₂=const.

Определение частот вращения роторов каскада низкого давления n_кнд ,каскада высокого давления n_квд, приведенных и физических в выбранной точке дроссельной характеристики.

Частота ротора высокого давления рассматривалась приведенной по температуре воздуха за КНД n_квдпр, эта частота связана с приведенным расходом воздуха через КВД G_квдпр экспоненциальной зависимостью (для ТРДД Д-30КУ 1-ой серии):

(29.)

(30.)

G_{квд пр}=G_квд*1,01325 *10⁵/P*_x , (31.)

, где значения высотных поправок для n_квд,пр.: AA₁, AA₂, АА_з ,АА₄ - приведены ниже:

(32.)

(33.)

Н - высота полета в метрах в формулах для AA_1-4.

Для авиационного ТРДД ПС-90А имеем(формулы (34.) – (36.)):

(34.)

(35.)

(36.)

,

,

.

Рассматривалась и характеристика компрессора. Параллельно с вышеприведенными формулами задавалась линия рабочих режимов на характеристике КВД степенными зависимостями (например, для Д-30КУ 1-ой серии):

(37.)

где *_квд - текущее значение степени повышения давления КВД на линии рабочих режимов,

n_квд.пр - приведенная частота вращения ротора высокого давле­ния.

На характеристике компрессора рассматривался и приведенный расход воздуха через КВД на линии рабочих режимов (например, ТРДД Д-30КУ 1-ой серии формулы (38) - (42.)):

G_квдпр=exp((*_квд-6,05)/10,931099+3,56671) (38.)

Линия границы помпажа компрессора высокого давления на характеристике компрессора высокого дав­ления:

*_{гр КВД PMG}=((lnn_КВДпр-9,0442858)*38,998389 + 7) , (40.)

(39.)

(41.)

Уравнение (41.) устанавливает равенство приведенных частот вращения ротора КВД ТРДД Д-30КУ 1-ой серии на линии рабочих режимов и на границе помпажа, массовый расход воздуха G_{квд PMG}на границе помпажа меньше G_{в квд пр} на линии рабочих режимов при

n_{квд пр} = n_{квд пр гр PMG} :

G_{квдпрPMG}30 необходимо теплоемкости С_рв и С_рг рассматривать в функциональной зависимости от температуры Т*_к, Т*_г соответственно, за компрессором или перед турбиной ВД, а также для ТРДДФ с форсажной камерой в функции температуры форсажа Т*_ф.

Определение давления в конце камеры смешения Р*_см для авиационного ТРДДсм.

Задаем вначале значением коэффициента скорости _т во вну­треннем контуре на выходе из турбины низкого давления в диапазоне значений _т = 0,45-0,5.

Находим (_т) и q(_т) по формулам:

(4.103.)

(4.104.)

Значение К_г берем равное 1,33.

Находим статическое давление за турбиной низкого давления во внутреннем контуре:

(105.)

Приравниваем статическое давление во внешнем контуре Р_II стати­ческому давлению за турбиной низкого давления:

P_II=Р_T (106.)

Находим значение (_ll) для второго контура:

(107.)

Находим значение _II во втором контуре на входе в камеру смешения:

(108.)

где к=1,4 для воздуха.

Определяем значение q(_II) для второго контура на входе в камеру смешения:

(109.)

Определяем отношение площадей входа в камеру смешения по I-му и II-му контурам:

(110.)

где m_в=0,0404; m_г=0,0396 в системе СИ.

Определяется давление на выходе из камеры смешения ТРДДсм:

(111.)

Определяется отношение полного давления Р*_см к атмосферному давлению Р_н:

(112.)

Производится сравнение отношения _c с критическим отношением для газа.

Если _c> 1,85048, то скорость истечения считается по формуле(сопло сужающееся):

(113.)

Если же _c

Библиографическая ссылка

д.т.н. ,проф. ГТУ МАИ им. С. Орджоникидзе, Дворниченко В.В. ,Член-Корреспондент РАЕ, Бурова.А.Ю. -аспирантка ГТУ МАИ. Авиационные Газотурбинные Двигатели ТРДД и ТРДДФ для самолётов ГА и ВВС - Программа-прогноз Безотлагательного Развития Российского Двигателестроения На Средне-срочную Перспективу на 10-15 Лет в РФ. // Научный электронный архив.
URL: http://econf.rae.ru/article/6183 (дата обращения: 28.04.2024).

Получить сертификат

Форма заказа сертификата

Ф.И.О.
Почтовый адрес
Телефон
Авторы
Название работы
E-mail