Исследование критериальных параметров влияния входной неоднородности полного давления на тягу турбореактивного двигателя

Авиационная и ракетно-космическая техника

Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов


Авторы

Эзрохи Ю. А.*, Хорева Е. А.**

Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, ЦИАМ, Авиамоторная ул., 2, Москва, 111116, Россия

*e-mail: yaezrokhi@ciam.ru
**e-mail: 30105@ciam.ru

Аннотация

На примере расчета одновального турбореактивного двигателя (ТРД) с умеренным уровнем проектных параметров рассмотрено влияние неоднородности полного давления на его основные параметры, такие, как тяга и запас газодинамической устойчивости системы сжатия. Выбор типа двигателя объясняется тем, что, в отличие от турбореактивного двухконтурного двигателя, который рассматривался в предыдущих работах, на входе в компрессор ТРД неоднородное поле полного давления считается известным и его влияние на единственный компрессор будет определяющим для всего ТРД.

Предложен и обоснован параметр Er, являющийся условным показателем «концентрации» пониженного давления на единицу входной площади, который можно использовать критериальным при рассмотрении влияния неравномерности полного давления на входе в двигатель на его тягово-экономические показатели. Показано, что зависимость потери тяги от параметра Er изменяется практически линейно и дополнительно определяется режимом работы двигателя.

Ключевые слова:

неоднородность полного давления, параметры неравномерности, ТРД, тяга двигателя, запас газодинамической устойчивости двигателя

Библиографический список

  1. Longley J.P. Greitzer E.M. Inlet Distortion Effects in Aircraft Propulsion System Integration. Paper 92-AD- 20694. Cambridge, United Kingdom, 1992, 18 р.

  2. Plas A.P., Sargeant M.A., Madani V., Crichton D, Greitzer E.M., Hynes T.P., Hall C.A. Performance of a Boundary Layer Ingesting (BLI) Propulsion System // 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (8–11 January 2007, Reno, Nevada), 21 p. DOI: 10.2514/6.2007-450

  3. Colin Y, Aupoix B, Boussuge J.F., Chanez P. Numerical Simulation of the Distortion Generated by Crosswind Inlet Flows // International Symposium on Air Breathing Engines – 2007, 12 p.

  4. Краснов C.E., Воробьева Н.Г. Влияние тепловых возмущений на устойчивость работы ГТД // Техника воздушного флота. 2012. №4. С. 32-44.

  5. Краснов C.E., Воробьева Н.Г. Влияние входной неравномерности полного давления на устойчивость и характеристики компрессора низкого давления ТРДД с большой степенью двухконтурности (математическое моделирование и расчетные исследования) // Техника воздушного флота. 2014. №1. 17. С. 35–46.

  6. Краснов C.E. Устойчивость авиационных ГТД (опыт математического моделирования) // Техника воз­душного флота. 2016. №2-3.

  7. Greitzer E.M. Surge and rotating stall in axial flow compressors – Part I: Theoretical Compression System Model // Journal of Engineering for Power. 1976. Vol. 98. No. 2, pp. 190-198. DOI: 10.1115/1.3446138

  8. Greitzer E.M. Surge and rotating stall in axial flow compressors – Part II: Experimental Results and Comparison with Theory // Journal of Engineering for Power. 1976. Vol. 98. No. 2, pp. 199-211. DOI:10.1115/1.3446139

  9. Фролов К.В. (гл. ред.) Машиностроение. Т. IV-21. Самолёты и вертолёты. Кн. 3. Авиационные дви­гатели: Энциклопедия / Ред. совет: К.В. Фролов (пред.) и др. – / В.А. Скибин, В.И. Солонин, Ю.М. Темис и др.; Под ред. В.А. Скибина. – М.: Маши­ностроение, 2010. – 720 с.

  10. Davis M.W., Jr. and Cousins W.T. Evaluating Complex Inlet Distortion with a Parallel Compressor Model: Part – Concepts, Theory, Extensions and Limitations // ASME Turbo Expo 2011: Turbine Technical Conference and Exposition (June 6-10, 2011, Vancouver, British Columbia, Canada). Vol. 1, 12 p. DOI:10.1115/GT2011-45067

  11. Davis M.W., Jr. and Cousins W.T. Evaluating Complex Inlet Distortion with a Parallel Compressor Model: Part – Applications to Complex Patterns // ASME Turbo Expo 2011: Turbine Technical Conference and Exposition (June 6-10, 2011, Vancouver, British Columbia, Canada). Vol. 1, 11 p. DOI: 10.1115/ GT2011-45068

  12. Pokhrel M., Gladin J, Garcia E, Mavris D.A Methodology for Quantifying Distortion Impacts Using a Modified Parallel Compressor Theory // ASME Turbo Expo 2018: Turbomachinery Technical Conference and Exposition (Oslo, Norway, June 11–15, 2018). Vol. 1, 10 p. DOI: 10.1115/GT2018-77089

  13. Нечаев Ю.Н., Федоров P.M., Котовский В.Н., Полев A.C. Теория авиационных двигателей: Учебник для вузов ВВС. – М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2005. Ч. 1.

  14. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев A.C. Теория авиационных двигателей: Учебник для ВУЗов ВВС. – М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2006. Ч. 2.

  15. Эзрохи Ю.А., Хорева E.A. Оценка влияния неоднородности входного потока на тягу газотурбинного двухконтурного двигателя // Вестник Московского авиационного института. 2018. Т. 25. № 2. С. 99–108.

  16. Эзрохи Ю.А., Хорева E.A. Оценка влияния неравномерности полного давления входного потока воздуха на тягу ТРДД // Машиностроение и компьютерные технологии. 2018. № 1. URL: https://www.technomagelpub.ru/jour/article/view/1360 DOI: 10.24108/0118.0001360

  17. Эзрохи Ю.А., Каленский C.M., Морзеева Т.А., Хорева E.A. Учет влияния пограничного слоя на входе в вентиляторы при интеграции распределенной силовой установки и летательного аппарата // Вестник Московского авиационного института. 2018. Т. 25. № 1. С. 57–66.

  18. Эзрохи Ю.А., Хорева Е.А. Применение методов математического моделирования для оценки влияния неоднородности входного потока на параметры и характеристики авиационного ГТД // Аэрокосми­ческий научный журнал. 2017. Т. 3. № 3. С. 1–19. URL: http://aerospace.elpub.ru/jour/issue/view/19

  19. Горюнов А.И., Горюнов И.М. Учет влияния неравно мерности параметров рабочего тела на характери­стики узлов ГТД и ЭУ // Вестник Уфимского государственного авиационного технического универ­ситета. 2010. Т. 14. № 3(38). С. 57– 61.

  20. Fredrick N, Davis M, Jr. Investigation of the Effects of Inlet Swirl on Compressor Performance and Operability Using a Modified Parallel Compressor Model // ASME 2011 Turbo Expo: Turbine Technical Conference and Exposition (Vancouver, British Columbia, Canada, June 6–10, 2011). Vol. 1, pp. 177­187. DOI: 10.1115/GT2011–45553



Скачать статью

mai.ru — информационный портал Московского авиационного института

© МАИ, 1994-2024