Оценка влияния неоднородности входного потока воздуха на тягу газотурбинного двухконтурного двигателя

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

Рассмотрены методические подходы к разработке математической модели с применением метода «параллельных компрессоров», предназначенной для оценки влияния неоднородности входного потока на основные параметры авиационного двигателя. Продемонстрировано, что степень влияния входной неравномерности полного давления на тягу двигателя на двух рассмотренных режимах существенно различна. Полученные результаты расчетных оценок влияния неоднородности температурного поля на входе в двигатель показали, что зависимость относительного снижения тяги только за счет относительного подогрева имеет схожее протекание на двух рассматриваемых режимах (околозвукового маневрирования и сверхзвукового полета). При этом на режиме околозвукового маневрирования, соответствующем более высоким значениям приведенной частоты вращения обоих каскадов компрессора, падение тяги происходит менее интенсивно вследствие относительно меньшего снижения расхода воздуха через двигатель при уменьшении приведенной частоты вращения из-за увеличения температуры воздуха на входе. Что касается разницы между значениями суммарного падения тяги, которая и характеризует собственно влияние неравномерности входного поля температуры, то с ростом относительного подогрева на режиме околозвукового маневрирования она возрастает более интенсивно.

Ключевые слова

неравномерность полного давления и температуры на входе в двигатель, окружная неравномерность, радиальная неравномерность, метод параллельных компрессоров, снижение тяги двигателя

Библиографический список

1. Трифонов А.К., Колесинский П.Д., Злобин В.И. и др. Влияние турбулентности атмосферы, бокового ветра на характеристики дозвукового туннельного воздухозаборника // Авиационная промышленность. 2012. № 2. С. 6-10.

2. Longley J.P., Greitzer E.M. Inlet Distortion Effects in Aircraft Propulsion System Integration. NASA Technical Reports Server. 1992. Conference Paper 92-AD-20694, 18 р.

3. Эзрохи Ю.А., Каленский С.М., Морзеева Т.А., ХореваЕ.А. 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.

4. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев А.С. Теория авиационных двигателей: Учебник для вузов ВВС: В 2 частях / Под ред. Ю.Н. Нечаева. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2005/2006. – 366+448 с.

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

6. Архипов Д.В., Тумашев Р.З. Влияние радиальной неравномерности параметров потока при входе в рабочее колесо на газодинамические характеристики ступени осевого компрессора // Вестник двигателестроения. 2013. № 2. С. 130-135.

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. Краснов Д.С., Семерняк Л.И. Математическая модель процессов возникновения и развития неустойчивых режимов авиационных ГТД // Техника воздушного флота. 1999. № 1. С. 36-54.

10. Kurzke J. Effects of Inlet Flow Distortion on the Performance of Aircraft Gas Turbines // ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea, and Air (May 8-11, 2006, Barcelona, Spain). 2006. Vol. 2, pp. 117-125. DOI: 10.1115/GT2006-90419

11. Шульгин А.Ф., Павлов Ю.И., Таран Е.М. Оценка влияния входной радиальной неравномерности потока на параметры двухконтурных двигателей // Авиационная промышленность. 2012. № 2. С. 24-28.

12. Ye Wei, Qiao Weiyang & Hou Mingjie. Study for the Effect of Combined Pressure and Temperature Distortion on a Turbojet Engine // Modern Applied Science. 2011. Vol. 5. No. 3, pp. 123-129. DOI: 10.5539/mas.v5n3p123

13. Краснов С.Е. Устойчивость авиационных ГТД (опыт математического моделирования) // Техника воздушного флота. 2016. Т. 90. № 2-3. 86 с.

14. Хорева Е.А., Эзрохи Ю.А. Ординарные математические модели в задачах расчета параметров авиационных ГТД // Аэрокосмический научный журнал. 2017. Т. 3. № 1. URL: http://aerospace.elpub.ru/jour/article/view/59 DOI: 10.24108/rdopt.0117.0000059

15. Деменченок В.П., Дружинин Л.Н., Пархомов А.Л., Сосунов В.А., Цховребов М.М., Шляхтенко С.М., Эльперина А.С. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко, В.А. Сосунова. – М.: Машиностроение, 1979. – 432 с.

16. Горюнов А.И., Горюнов И.М. Учет влияния неравномерности параметров рабочего тела на характеристики узлов ГТД и ЭУ// Вестник УГАТУ. 2010. Т. 14. № 3(38). С. 57-61.

17. Davis, Milt W. and Cousins, William T. Evaluating Complex Inlet Distortion with a Parallel Compressor Model. Part 2 «Applications to Complex Patterns» // ASME 2011 Turbo Expo: Turbine Technical Conference and Exposition (June 6-10, 2011, Vancouver, British Columbia, Canada). 2011. Vol. 1, pp. 13-23. DOI: 10.1115/GT2011-45068

18. Mazzawy R.S. Multiple Segment Parallel Compressor Model for Circumferential Flow Distortion // Journal of Engineering for Power. 1977. Vol. 99. No. 2, pp. 288-296. DOI: 10.1115/1.3446288

19. 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. No. 3. URL: http://aerospace.elpub.ru/jour/article/view/64 DOI:10.24108/aersp.0317.0000064

20. Cousins W.T., Davis M.W. Evaluating complex inlet distortion with a parallel compressor model. Part 1 «Concepts, theory, extensions and limitations» // ASME 2011 Turbo Expo: Turbine Technical Conference and Exposition (June 6-10, 2011, Vancouver, British Columbia, Canada). 2011. Vol. 1, 12 р. DOI: 10.1115/GT2011-45067

Скачать статью