Анализ газодинамических параметров камер сгорания авиационных ГТД



Введение

На сегодняшний день авиационные газотурбинные двигатели (ГТД) различных типовдостигли очень высокой степени газодинамического, конструктивного и технологического совершенства. У двигателей для военных самолетов наиболее сложными и ответственными узлами в проектировании является камера сгорания (КС) и форсажная камера (ФК), которые работают в условиях чрезвычайно высоких температур. В этих узлах происходят такие сложные процессы, как распыл, испарение, смешение топлива с воздухом и горение. Процесс горения в значительной степени зависит от параметров на входе в камеру сгорания. При изменении режима работы двигателя, при полёте с различными скоростями и на различных высотах изменяются параметры и характеристики КС и ФК.

В статье рассматривается анализ параметров потока КС и ФК в авиационных воздушно-реактивных двигателях (ВРД) прямой тяги с малой степенью двухконтурности в зависимости от года изготовления.

Моделирование ианализ характеристик КС иФК

Для анализа были исследованы параметры на входе в КС (на выходе из компрессора), которые определяют параметры процесса горения и характерные размеры КС (давление, температура), параметры на выходе из КС (температура, коэффициент избытка воздуха) [1]. Для ФК исследовались давление, температура, коэффициент избытка воздуха на входе; на выходе — температура, давление. Перечисленные параметры были получены в результате расчёта в системе имитационного моделирования (СИМ) DVIGw (рис. 1.) [2].

ТРДДФ F119-PW-100	ТРДД АИ-25

Рис. 1. Топологические модели двигателей в СИМ DVIGw

Анализируя изменения параметров потока в зависимости от года разработки и поколения АД можно предсказать соответствующие параметры для будущих поколений [3, 4]. Список анализируемых ВРД по поколениям и схемам приведен в табл. 1.

Таблица 1

Поколения авиационных ГТД

Поколение (год разработки)	Схема двигателя	Двигатели
I (1948–1959 гг.)	ТРД	АМ-ТКРД-01, АМ-ТРД-02, АМ-3, ВД-7, АМ-5, АЛ-5
	ТРДФ	ВК-1Ф, GE1/J1A1, 356–34В
	ТРДДФ	ВК-3
II (1953–1970 гг.)	ТРДФ	Р11–300, Р11Ф-300, Р11Ф2–300, Р11Ф2С-300, Р15–300, АЛ-7Ф-1, GE4, GE4/J5, GE4/J5P, J85–13A, E-300A, АЛ-7Ф2, АЛ-7Ф4, J85–15, Atar 9К-50, J85–21, J58-P- 4, J79–11A, J79–10, Р13–300, Р15Б-300, J79–19, J79–17
	ТРД	ВД-7Б, КРД-26, КР7–300
	ТРДД	НК-8–4, АИ-25, НК-8–2, АИ-25ТЛ, НК-8–2У
	ТРДДФ	Adour RT.172, M.53–02, M.53–5
III (1957–1979 гг.)	ТРДДФ	НК-6, НК-144, F100-PW-100, RB.199, НК-22/НК-23, F101-GE-100, AdourMk.102, F101-GE-102, НК-144А, Adour 58, НК-144В, НК-32–1, F100-PW-220, F401-PW-400, M.53-P2, AdourMk.804, J79-GE-119
	ТРДФ	Р27–300, Р27Ф2–300, АЛ-21Ф, АЛ-21Ф-3, АЛ-21Ф-3А, Р29–300, Р25–300, Р29Б-300, Olimpus 593 MK 602, Olimpus 593, J97
	ТРДД	ДВ-2, ДВ-2Б, НК-86, НК-8–4К
IV (1971–2008 гг.)	ТРДДФ	НК-25, F404-GE-400, НК-32, F110-GE-100, F110-GE-400, F404-GE-100, F125, Д-30Ф6, PW1120, M.85, F110-GE-129, F100-PW-229, АЛ-31Ф, F404.RM.12, EJ200, АЛ-41Ф, J101/SF, АЛ-55Ф
	ТРДД	АИ-222–25, АИ-222–28, АЛ-55
IV+ (1988–2000 гг.)	ТРДДФ	АЛ-31ФП, IPE-92, IPE-94, JSF119, F136, F110-GE-129EFE, F110-GE-132, F100-PW-229A
IV++ (2005 г.)	ТРДДФ	АЛ-41Ф-1
V (1991–2016 гг.)	ТРДДФ	F119-PW-100,F135, F414-GE-400, АЛ-41Ф2

Результаты моделирования АД представлены на рис. 2–7, в зависимости от года разработки и поколения двигателя [5, 6].

Из анализа проведенных результатов, представленных на рис. 2, видно, что полная температура на выходе из компрессора () растет с увеличением года разработки и с ростом поколения. Температура выходе из компрессора увеличивается из-за увеличения степени повышения давления (), что можно увидеть по увеличению давления на выходе из компрессора (, рис. 3). Максимальная температура и давление за компрессором — у двигателя F136.

Рис. 2. Температура на выходе из компрессора

Рис. 3. Давление на выходе из компрессора

На рис. 4 приведена температура () на выходе из КС. По мере увеличения от года разработки и поколения двигателя температура за КС растет. Максимальная температура в КС у двигателей V поколения — F119-PW-100 и F135.

Рис. 4. Температура на выходе из КС

На рис. 5 и 6 приведены температуры и давления на входе в ФК. Оба параметра растут с увеличением года и поколения. Чем выше температура и давление, тем проще организовать процесс горения (параметры приближаются к точке самовоспламенения топлива). Чем ниже температура на входе в ФК, тем больше энергии можно подвести к потоку и, соответственно, тем выше степень форсирования двигателя (что характерно для двигателей ранних поколений). Минимальная температура на входе в ФК у двигателей ДВ-2Б, НК-25, F101-GE-100 и F101-GE-102. Максимальные температуры на входе в ФК — у ТРДФ II поколения — J85–21. Максимальное давление у двигателя V поколения — F119-PW-100.

Рис. 5. Температура на входе в ФК

Рис. 6. Давление на входе в ФК

На рис. 7 приведены температуры на выходе из ФК, уровень которых значительно выше температур за КС. Это связано с тем, что за ФК нет таких теплонапряжённых высоконагруженных узлов как турбина. С увеличением года разработки и поколения двигателя наблюдается рост температур на выходе из ФК. Чем выше температура, тем выше эффективность цикла, большая тяга и большие скорости истечения из сопла (что позволяет достичь больших скоростей полета). Максимальная температура у двигателя — F100-PW-229A.

Рис. 7. Температура на выходе из ФК

В данном исследовании было проанализировано изменение параметров на взлетном максимальном и форсированном режимах. При проектировании КС и ФК необходимо обеспечить устойчивое горение во всем диапазоне режимов, высот и скоростей. При полётах на больших высотах и с различными скоростями параметры на входе в данные узлы могут меняться значительно. Для дальнейшего более точного анализа изменения параметров КС и ФК необходимо провести расчеты высотно-скоростных характеристик данных двигателей.

Выводы

В результате исследования проведено моделирование 112 авиационных ВРД прямой тяги с малой степенью двухконтурности (ТРД, ТРДД, ТРДФ и ТРДДФ) I–V поколений отечественного и зарубежного производства. Проанализировано изменение параметры потока в КС и ФК, в зависимости от поколения и года разработки двигателя.

Исследование выполнено при финансовой поддержке РФФИ в рамках научного проекта № 16–38–00077 мол_а.

Литература:

1. Ахмедзянов Д. А. Обзор и анализ параметров потока в основных узлах авиационных двигателей / Ахмедзянов Д. А., Кишалов А.Е, Шабельник Ю. А., Маркина К. В., Полежаев Н. И. // Молодежный Вестник УГАТУ — Уфа: УГАТУ, 2012. № 4 (5) — С. 25–36.
2. Кривошеев И. А. Имитационное моделирование работы авиационных ГТД с элементами систем управления /Кривошеев И. А., Ахмедзянов Д. А., Кишалов А. Е. // Вестник УГАТУ. — Уфа: УГАТУ, 2008. № 2 (29) серия «Машиностроение» –С. 3–11.
3. Кишалов А. Е., Ключев Н. А. Моделирование и анализ характеристик ТРДДФсм для самолётов V поколения в системе DVIGw// Мавлютовские чтения: материалы Х Всероссийской молодёжной научной конференции «Мавлютовские чтения». — Уфа: УГАТУ, 2016. — С. 199–203.
4. Krivosheev I. A., Kishalov A. E., Kozhinov D. G. The Thermo-Gas-Dynamic Modeling of Afterburning Turbofan Engine for High Maneuverable Aircraft Combined with Its Automatics // 2nd International Conference on Industrial Engineering (ICIE-2016) Procedia Engineering. Volume 150, 2016, P. 126–131 (http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1877705816312826)
5. Жернаков В. С. Прогноз основных характеристик ТРДДФсм для перспективных авиационных комплексов / Жернаков В. С., Кривошеев И. А., Ахмедзянов Д. А., Кишалов А. Е., Маркина К. В., Липатов В. Д. // Вестник УГАТУ. — Уфа: УГАТУ, 2015. № 2 (68). — С. 56–62.
6. Ахмедзянов Д. А., Кишалов А. Е. Моделирование переходных процессов, протекающих при отладке автоматики при испытаниях ТРДДФ / Вестник ВГТУ. — Воронеж, 2011. Т.7(8). — С.152–158.