авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 |   ...   | 3 | 4 || 6 | 7 |   ...   | 11 |

«ISSN 1998-6629 ВЕСТНИК САМАРСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО АЭРОКОСМИЧЕСКОГО УНИВЕРСИТЕТА имени академика С. П. КОРОЛЁВА (национального исследовательского ...»

-- [ Страница 5 ] --

друг к другу. Изменение угла установки в Авиационная и ракетно-космическая техника остальных лопаток группы. Перестроение сетки и создание полноразмерной расчётной модели, аналогичной описанной выше, также происходило автоматически. Таким образом, были созданы две расчётные полноразмерные модели, соответствующие двум линейным законам изменения углов установки лопаток НА5.

При определении граничных условий новых расчётных моделей вводилось допущение о том, что изменение углов установки лопаток незначительно повлияет на интегральное распределение параметров между лопаточными венцами. Поскольку ранее было показано, что окружная неравномерность зависит только от конфигурации опоры, для оценки влияния изменение углов установки лопаток на неравномерность потока был произведён Рис. 8. Схема разворота лопаток в пределах одной расчёт только на взлётном режиме работы группы двигателя. Технология расчёта Для создания сеток для каждого из полноразмерной модели не отличалась от законов была построена параметрическая описанной выше.

модель, позволяющая при введении максимально угла поворота лопатки автоматически определять угол поворота Рис. 9. Изменение относительного статического давления в сечении за РК5 на среднем диаметре на взлётном режиме: - исходная форма НА5;

- первый закон изменения углов установки лопаток НА5;

– второй закон изменения углов установки лопаток НА Для количественной и качественной отметить практически полное устранение на оценки влияния изменения углов установки графике относительного давления "впадины" лопаток на окружную неравномерность в области =1800 (в районе самой толстой потока были построены графики изменения стойки опоры). Относительное давление относительного статического давления в здесь увеличилось приблизительно на 7...8%, сечении за РК5 на среднем диаметре в что позволило снизить перепад давлений на зависимости от угловой координаты лопатках РК5 при прохождении мимо этой (рис.9). Анализ графиков показывает, что стойки в 1,5 раза.

разность давлений на выходе из РК5 при Таким образом, можно сделать вывод прохождении мимо каждой стойки о том, что за счёт изменения углов установки уменьшилась до 11...12% при первом законе лопаток НА5 удалось существенно изменить и до 7...12% при втором законе изменения характер неравномерности потока в РК5, углов установки лопаток НА5. Следует снизить разность давлений на рабочей Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), лопатке при её прохождении мимо каждой Библиографический список стойки опоры. Это должно снизить уровень 1. Матвеев, В.Н. Оценка адекватности напряжений и, возможно, позволит электронной модели потока и исключить необходимость выполнения КПД-характеристики центростремительного лопаток пятой ступени с микротурбинного привода [Текст] / антивибрационными полками. В.Н. Матвеев, Л.С. Шаблий // Вестник Самарского государственного аэрокос Работа выполнена при финансовой мического университета имени академика поддержке Правительства Российской С.П. Королёва. – Самара, 2011. – №2 (26).

Федерации (Минобрнауки) на основании Часть 2. – С. 41-47.

Постановления Правительства РФ №218 от 2. Шкловец, А.О. Расчет вынужденных 09.04.2010. колебаний лопаток рабочего колеса компрессора авиационного газотурбинного двигателя, возникающих от действия окружной неоднородности газового потока [Текст] / А.О. Шкловец, Г.М. Попов, Д.А.

Колмакова // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. - Том 14, №1 (2). – 2012. - С.517-520.

REDUCTION OF CIRCUMFERENTIAL VARIATION IN THE FINAL STAGE OF IPC © 2012 О. V. Baturin, A. V. Krivcov, V. N. Matveev, G. M. Popov Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University) Circumferential variation of the flow in final stage rotor wheel, caused by the support racks at the exit of the IPC, is evaluated by means of intermediate pressure compressor’s workflow 3D model. The methods of reducing the flow circumferential variation by changing final stage’s guide vanes angles.

Full-size blade row model, boundary condition, circumferential nonuniformity.

Информация об авторах Батурин Олег Витальевич кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: oleg.v.baturin@gmail.com. Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, агрегаты наддува ДВС.

Кривцов Александр Васильевич, магистрант, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: a2000009@rambler.ru. Область научных интересов:

рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, моделирование процессов теплообмена.

Матвеев Валерий Николаевич, доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: tdla@ssau.ru. Область научных интересов:

лопаточные машины, турбоприводы, численные методы расчёта.

инженер, Самарский государственный Попов Григорий Михайлович, аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный Авиационная и ракетно-космическая техника исследовательский университет). Е-mail: grishatty@mail.ru. Область научных интересов:

рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, рабочие процессы ВРД.

Baturin Oleg Vital'evich, Candidate of Science, assistant professor of the chair of theory of engine for flying vehicle, Samara State Aerospace University named after academician S.P.

Korolev (National Research University). Е-mail: oleg.v.baturin@gmail.com. Area of research:

workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, turbocharger.

Krivtsov Alexander Vasileevich, magistrand, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolev (National Research University). E-mail: krivcov63@mail.ru. Area of research: blade machines, numerical calculations, processes of heat exchange and diffusion.

Matveev Valeriy Nikolaevich, Doctor of Technical Sciences, Professor, head of department of aircraft engines theory, Samara State Aerospace University named after academician S.P.

Korolev (National Research University). E-mail: tdla@ssau.ru. Area of research: blade machines, turbo-drives, numerical calculations.

Popov Grigory Mikhailovich, engineer, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolev (National Research University). Е-mail: grishatty@gmail.com. Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 536. ВИХРЕВАЯ ВЕТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА © 2012 В. В. Бирюк, И. А. Зубрилин, А. С. Красноруцкий Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Проведена оценка возможности использования вихревых ветроэнергетических установок для выработки электроэнергии. Спроектирована трёхмерная модель и выполнен численный расчёт статорной части ветроэнергетической установки. Получены распределения параметров потока во всей расчётной области.

Выявлена зависимость энергетической эффективности установки (ВЭУ) от статического давления на выходе из области расчёта.

Энергия ветра, ветроэнергетическая установка, генератор вихря, математическое моделирование, поле параметров.

В условиях непрерывного роста цен воздушного потока в механическую работу, на централизованно поставляемую используемую для выработки электроэнергию, целесообразно стремиться к электроэнергии в электрогенераторе.

сокращению или даже ликвидации Тороидальные ветроэнергетические зависимости потребителей от поставок установки развивают рабочую мощность при внешней дорогой электроэнергии. Одно из значительно меньшей скорости ветра (2 – возможных направлений - выработка м/с). Кроме того, установки этого типа электроэнергии для обеспечения позволяют получать примерно в пять раз собственных нужд с использованием энергии большую мощность, чем ветроагрегаты с ветра. Но большинство излопастных горизонтальной осью (при одинаковых ветрогенераторов, имеющих горизонтальную площадях ометаемых ветроколесом).

ось и установленных на башнях высотой 30- Вместе с тем из сбросных труб 40 м, при длине лопаток ветроколеса 4 - 5 м котельных и технологических агрегатов при средней скорости ветра в 5 - 7 м/с предприятий ежесекундно выбрасывается в развивают мощность порядка 800 кВт - 1 атмосферу несколько миллионов килограмм МВт. Удельные капитальные вложения в эти отработавших газов со скоростями порядка установки находятся на уровне 1200 - 1400 двадцати метров в секунду и с температурой $/кВт. Высокая стоимость и возможность до четырёхсот градусов Цельсия. При этом получения требуемой мощности только в практически не используется их районах с высокими ветровыми нагрузками значительный энергетический потенциал.

затрудняют их использование. Кинетическая энергия уходящих газов Более эффективны тороидальные данных агрегатов сравнительно невелика и ветроэнергетические установки. Их работа практически позволяет при её использовании основана на получении в гиперболическом генерировать сравнительно небольшую статоре закрученного воздушного потока, электрическую мощность, порядка 10- подобного по своим свойствам природному кВт, недостаточную для обеспечения смерчу и обладающего значительным собственных нужд. В случае стремления запасом кинетической энергии. В приосевой, увеличить скорости уходящих газов и их центральной области вихря, кинетическую энергию, потребовалось бы сформированного в статоре, давление уменьшать диаметры выхлопных труб понижено относительно внешнего агрегатов. Но при этом произойдёт атмосферного давления. Благодаря этому в повышение сопротивления выхлопных смерчеобразный столб всасывается трактов агрегатов.

дополнительная масса воздушного потока. В Представляет интерес создание новых осевом ветроколесе с вертикальной осью типов энергетических установок путём преобразуется кинетическая энергия разработки ветроэлектроагрегатов Авиационная и ракетно-космическая техника смерчевого типа с вертикальной осью и возможностью эффективного использования энергетического потенциала потока отходящих газов агрегатов и кинетической энергии ветра.

В зависимости от типа технологических агрегатов (расхода и температуры выхлопных газов) электрическая мощность ветроэнергетических установок даже в безветренную погоду может составлять от 80 до 200 кВт. Причём с увеличением скорости ветра возрастает смерчевой эффект с повышением мощности установки.

На рис. 1 изображена принципиальная схема движения потоков отходящих газов и атмосферного воздуха в ветроэнергетической установке.

Установка имеет входной завихритель воздушного потока 1, вызывающий его смерчевое вращение с Рис. 1. Схема газовоздушных потоков в статоре установки:

увеличением скорости и создание 1 – входной завихритель воздушного потока;

разрежения в осевой части вихря, а также 2 – выхлопная труба;

тангенциальное ускорение сбрасываемого 3 – осевая часть цилиндрического статора;

потока газов. Предварительно подкрученный СB, CГ – скорости воздушного и газового потоков на поток газов, выходящий из выхлопной трубы входе в ветроэнергетическую установку;

С – абсолютная скорость газовоздушного потока у 2, поступает в центральную часть стенок статора;

цилиндрического статора 3 и смешивается, СZ, Cr, C – проекции скорости С на оси координат;

тангенциально ускоряясь в нём вместе с – осевая скорость газовоздушного потока воздушным потоком. За счёт того, что в Рассмотренный принцип и осевой части статора развивается небольшое конструктивная схема ветроэнергетической разрежение относительно атмосферного установки дают возможность достаточно давления, этот принцип не влечёт за собой эффективно использовать энергию увеличение сопротивления выхлопного отходящего потока газов технологических тракта. Если на периферии агрегатов и кинетическую энергию гиперболического статора 4 преобладает воздушных потоков. При этом для неё тангенциальная составляющая скорости характерны следующие положительные закрученного газовоздушного потока, то в качества:

его центральной части происходит -увеличение скорости и кинетической значительное увеличение осевой скорости энергии газовоздушного потока с их потока. использованием для выработки Важно, что при увеличении скорости электроэнергии;

ветра в ветроэнергетической установке - разбавление горячих выхлопных возрастает смерчевой эффект, газов потоком воздуха, снижение сопровождающийся увеличением скорости и температуры сбросного потока расхода газовоздушной смеси, вызывающий газовоздушной смеси, уменьшение в них повышение её мощности. концентрации вредных веществ, что позволяет уменьшать высоту выхлопных труб агрегатов;

- главный положительный фактор - за счёт собственного электроснабжения производственных нужд появляется Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), возможность повышения установки. Если это условие не соблюдается, энергоэффективности агрегатов. то часть кинетической энергии закрученного Создание вихревых потока следует превращать в давление ветроэнергетических установок основано на подтормаживания струи. Очевидно, что ВЭУ возможности получения в специальных имеет свои границы устойчивой работы, генераторах закрученного потока (рис. 2), определяемые минимальными значениями Р(r,z) и Vz(r).

подобного по своим свойствам природному смерчу, обладающему значительным Статор энергетической установки, запасом кинетической энергии. В приосевой, являющийся генератором закрученного центральной области сформированного в потока, образован группой симметрично устройстве вихря, давление понижено по расположенных по окружности каналов, отношению к внешнему атмосферному воспроизводящих траекторию движения давлению, что способствует образованию воздушных струй в природных смерчах, тяги и всасыванию тем самым в этот стекающихся в центральную осевую зону смерчеобразный столб дополнительной статора.

массы воздуха. Каналы предлагаемой энергетической Важным фактором, вынуждающим установки имеют специальный профиль в воздух двигаться по заданным траекториям, горизонтальной и вертикальной плоскостях, является избыточное давление торможения и в центральную зону поступают струи, Р*, определяющее величину азимутальной "сшивающиеся" в общий смерчеобразный компоненты скорости вращения потока при вихревой поток. Поэтому движение в канале выбранной форме закручивающего канала рассматривается как безотрывное, статора. ускоряющееся к выходной щели.

Зная давление торможения для всех Для проведения численного расчёта сечений канала можно определять значения методами вычислительной газовой динамики составляющих скорости потока – осевой в прикладных программных пакетах Vzi(r), радиальной Vri(r) и азимутальной КОМПАС-3D, GAMBIT, ANSYSFLUENT V i(r). создана расчётная модель, выделена область течения, создана конечно-элементная сетка, заданы граничные условия и параметры для решения задачи [1].

Для проведения численного расчёта аэродинамических процессов в статорной части ветроэнергетической установки были выбраны следующие граничные условия:

-расход горячего газа Gг=0,02 кг/с;

-температура горячего газа Тг=690 К;

-полное давление на входе холодного газа Рпол=1 атм;

-температура холодного газа Тг=300К;

-статическое давление на выходе из Рис. 2. Генератор закрученного потока расчётной области Рст=1 атм.

Для удобства задания граничных Условием работоспособности условий и снятия параметров в программе ветроэнергетической установки является ANSYS FLUENT принята в качестве единиц зависимость:

измерения давления 1 стандартная атмосфера V 2 z вых (1 atm), равная 101325 Па.

Р(r, z) p атм (1) В результате расчёта были получены картина течения газа в каналах статорной при условии, что вся энергия потока с части ветроэнергетической установки, компонентом скорости V полностью распределение параметров в каждой точке, перейдёт в полезную работу, а величина поля распределения параметров потока.

Р(r,z) - давление за ротором энергетической Авиационная и ракетно-космическая техника При этом расход рабочего тела в основных расчётных зонах составляет:

Расчетные Расход рабочего тела зоны (MassFlowRate), Кг/с (kg/s) gor 0. vixod 0. xol 0. При анализе работы Рис. 3. Зависимость полного давления в основных зонах ветроэнергетической установки при данных расчетной области от величины статического начальных условиях наблюдается давления на выходе из области расчета значительный подсос холодного газа в зону Для оценки энергетической вихреобразования. эффективности исследуемой модели Для более детального анализа поля статорной части ветроэнергетической скоростей рабочего тела были построены установки воспользуемся величиной импульса векторные поля его скоростей – его рабочего тела, рассчитанного по формуле тангенциальной составляющей в различных р=GVy, (2) сечениях установки. где р – импульс рабочего тела;

При анализе векторного поля скоростей G – расход рабочего тела;

можно сделать вывод, что поток имеет Vy – вертикальная составляющая значительную тангенциальную закрутку и скорости рабочего тела.

подтверждает тем самым гипотезу о смерчеобразовании в расчётной области при смешении горячего и холодного потоков рабочего тела.

Представляют интерес зависимости параметров работы ветроэнергетической установки от величины статического давления на выходе из расчётной области Рст, а, следовательно, и от скорости движения холодного газа в атмосфере (скорости Рис. 4. Зависимость импульса рабочего тела в основных набегающего на установку воздушного зонах расчетной области от величины статического давления на выходе из области расчета потока).

На основании полученных результатов Из всего отмеченного следует, что расчётов построены зависимости параметров полученная в компьютерных расчётах картина работы ветроэнергетической установки от качественно хорошо согласуется с величины статического давления на выходе из теоретическими предположениями о характере области расчёта (рис. 3).

работы ветроэнергетической установки.

Проанализировав зависимости, Вихревая ветроэнергетическая приведённые на рис.3 и рис.4, отметим, что установка предназначена для преобразования эффективный диапазон работы энергии ветра и исходящего из выхлопного ветроэнергетической установки, с точки устройства технологического агрегата потока зрения прироста импульса расхода рабочего газа в электрическую энергию постоянного тела, зависит от статического давления на тока напряжением 12В или в энергию выходе из области расчёта. Для переменного тока – 220В 50Гц.

энергоэффективной работы По сравнению с другими установками, ветроэнергетической установки необходимо, работающими от энергии ветра чтобы значение статического давления на (карусельного и крыльчатого типа), выходе из области расчёта было в пределах от ветроэнергетическая установка обладает 0,992 до 0,997 atm.

более высоким КПД и мощностью. В Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), настоящее время на территории Российской потребителей, удалённых от Федерации существует множество централизованного энергоснабжения.

организаций по производству вихревых энергоустановок, но производимые Библиографический список установки имеют малую мощность 1,5-4 кВт 1. Бирюк, В.В. Методика расчёта и, как следствие, не способны обеспечивать вихревых установок [Текст]/ Бирюк В.В., электроэнергией крупных потребителей, Серебряков Р.А., Толстоногов А.П. нуждающихся в дешёвом энергоснабжении. Самара: НТО, СГАУ, 1992 - 96 с.

Данная установка рассчитана на крупных VORTICAL GAZ-WIND-ENERGY PLANT © 2012 V. V. Biryuk, I. A. Zubrilin, А. S. Krasnorutskiy Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University) The estimation of possibility of use combined vorticalvind-energy plants for development of the electric power. The three-dimensional model is designed and numerical calculation stator parts vind-energy plant is executed.

Distributions of parameters of a stream in all settlement area are received. Dependence of power efficiency of installation on static pressure on an exit from calculation area is revealed.

Wind power, vind-energy plant, the whirlwind generator, mathematical modeling, a field of parameters.

Информация об авторах Бирюк Владимир Васильевич, доктор технических наук, профессор кафедры теплотехники и тепловых двигателей, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: Teplotex_ssau@bk.ru. Область научных интересов: термодинамика.

Зубрилин Иван Александрович, инженер, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет).E-mail: zubrilin416@mail.ru. Область научных интересов:

процессы горения, тепломассообмена и диффузии, CALS-технологии.

Красноруцкий Алексей Сергеевич, аспирант кафедры теплотехники и тепловых двигателей, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail:

Samuray63rus@mail.ru. Область научных интересов: вихревой эффект и его применение в технике.

Biruk Vladimir Vasilevich, doctor of engineering science, professor, deputy head of the departmentof thermotechnics and heat engines, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: Teplotex_ssau@bk.ru. Area of research: thermodynamics.

Zubrilin Ivan Aleksandrovich, engineer, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: zubrilin416@mail.ru. Area of research: burning processes, processes of heat exchange and diffusion, CALS- methods.

Krasnorutskiy Alexei Sergeevich, the postgraduate studentof the departmentof thermotechnics and heat engines, Samara State Aerospace University named after academician S. P.

Korolyov (National Research University). E-mail: Samuray63rus@mail.ru. Area of research:

Vortical effect and its application in a technique.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621. ПОСТРОЕНИЕ И РАСЧЁТ ТРЁХМЕРНОЙ МОДЕЛИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ ДЛЯ ДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЁТА ТЕПЛОВЫХ ПРОЦЕССОВ © 2012 В. В. Бирюк, А. А.Горшкалев, С. С.Каюков, Д. А. Угланов Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королева (национальный исследовательский университет) В статье представлен процесс проектирования трёхмерной модели камеры сгорания двигателя внутреннего сгорания (ДВС) с помощью CAD/CAE - систем. Построение модели камеры выполнено с помощью программ Solid Worksи ANSYS Fluent. Проведён расчёт тепловых процессов в цилиндре двигателя.

Модель экспортирована в ANSYS Fluent для газодинамического расчёта Проектирование двигателя внутреннего сгорания, CAD/CAE - системы, конечно-элементная сетка, граничные условия, тепловой расчёт, газодинамический расчёт.

Современные CAD/CAE-системы, такие как ANSYS, являются эффективными инструментами, обеспечивающими минимальные затраты материальных средств и времени при проектировании двигателей внутреннего сгорания.

На первом этапе проектирования выполняется построение части головки блока цилиндров с впускными и Рис. 2. Схема объемов в модели камеры сгорания выпускными каналами в графическом Вспомогательные поверхности редакторе Solid Works. Далее после экспорта создаются в ANSYS Gambit в разделе модели в ANSYS Gambit с помощью Geometry с помощью инструментов Create булевых операций создаётся модель камеры Real Vertex, Create Straight Edge, Create сгорания с впускными и выпускными Rectangular Face, Sweep Edges, клапанами и вырезанными каналами (рис. 1).

Move/CopyFaces, Split Face. Объёмы создаются с помощью инструмента Split Volume, в результате получается модель камеры сгорания [2].

Каждый из составляющих объёмов модели (кроме впускного и выпускного каналов и камеры сгорания) рассекается вдоль с помощью вспомогательных плоскостей (по одной плоскости на каждый объём) (рис. 3).

Рис. 1. Модель камеры сгорания В пакете ANSYS Gambit модель рассекается с помощью созданных вспомогательных поверхностей на объёмов согласно схеме, представленной на рис. 2 [1].

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Рис.5. Зоны проницаемости и Рис.3. Рассеченные объемы вокруг клапанов входа/выхода давления Центр этих плоскостей проходит через Каждой из поверхностей зон существующие точки центра дна клапанов.

проницаемости задавалось имя На рис. 4 выделены поверхности, (рис. 6-9).

образованные после рассечения объёмов (кольцевой с профилем параллелограмма, кольцевой с профилем трапеции, цилиндрический с внутренней поверхностью, образующей «пустоту»

клапана).

Рис.6. Задание имен для зон проницаемости цилиндрического объема Рис.4. Поверхности, образованные после рассечения объемов Целью данных операций является обеспечение возможности использования конечно-элементной сетки с различными Рис.7. Задание имен для зон проницаемости кольцевого объема типами ячеек.

Далее задаются условия проницаемости (INTERFACES) соприкасающихся поверхностей между объёмами. Затем выполняется настройка граничных условий давления на входе (PRESSURE_INLET) во впускном канале и давления на выходе (PRESSURE_OUTLET) из выпускного канала (рис. 5).

Рис.8. Задание имен для зон проницаемости объема щели клапана Авиационная и ракетно-космическая техника Рис.9. Задание имен для зон проницаемости объема Рис.10. Сетка на поверхностях камеры сгорания объемов Для упрощения задания движения С использованием инструмента Cooper клапанов объединяются поверхности, и наложенной сетки на поверхностях в образующие их, и им присваиваются имена. качестве источника создаётся сетка с Назначаются имена поверхности поршня и размером ячеек 1 мм (рис. 11).

поверхности над поршнем, которая разделяет камеру сгорания и надпоршневую область.

В разделе построения конечно элементной сетки в ANSYS Gambit, в каждом разделённом надвое объёме на поверхностях, соединяющих половины, накладывается сетка. В цилиндрических объёмах с внутренней поверхностью, Рис.11. Сетка наложенная на объемы образующей «пустоту» клапана, строится В объёме камеры сгорания четырёхугольная сетка (Quad) с размером накладывается треугольная сетка с размером ячеек 0,5 мм с типом построения Pave, так ячейки равным, 2 мм, достаточным для как этот тип позволяет получить элементы, газодинамического расчёта в первом перпендикулярные поверхности, приближении. Во впускном и выпускном образующей «пустоты» клапана.

каналах накладывается треугольная сетка с В поверхностях кольцевого объёма с размером ячейки равным 2 мм, так как профилем трапеции и параллелограмма данные области статичны и не накладывается сетка с размером ячеек 0,3 мм требовательны к малым размерам ячеек (рис.

и типом построения Map. Размер выбирается 12). В надпоршневом объёме создана с учётом того, что данные объёмы конечно-элементная сетка с ячейками в соприкасаются между собой и содержат в форме призмы.

себе область щели клапана, поэтому в данном месте для корректного расчёта в ANSYSFluent необходима умельчённая сетка. Тип Map выбирается в связи с формой объёмов, так как позволяет получить оптимальные по форме ячейки на поверхностях.

Результат наложения сетки на поверхности объёмов представлен на рис. 10.

Рис.12. Модель камеры сгорания с наложенной сеткой Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Конечно-элементная сетка, выполненная данным образом, позволяет получить высокие результаты газодинамического и теплового расчётов основных параметров в поршневом двигателе [3, 4].

После газодинамического расчета модели в решателе ANSYS Fluent были получены поля распределения давления, температуры и скоростей в объёме модели от угла поворота коленчатого вала. Результаты представлены на рисунках 13 – 15.

Рис. 15. Поля распределения скоростей потока в цилиндре (угол поворота КВ 170°) Анализ индикаторной диаграммы, полученной в тепловом расчёте [5, 6] и значений термодинамических параметров рабочего тела, полученных при расчёте в ANSYS Fluent, показал, что расхождение давлений составляет менее 5%, давление PZД в верхней мёртвой точке отличается на 4,5% (рис. 16).

Рис.13. Поля распределения давлений (угол поворота КВ 123°) Рис. 14. Поля распределения температур (угол поворота КВ 123°) Рис. 16. Сравнение индикаторных диаграмм Авиационная и ракетно-космическая техника препроцессоре Gambit/ О.В. Батурин, И.И.

Библиографический список 1. Бирюк, В.В. Расчет тепловых процессов Морозов, В.Н. Матвеев – Самара: Изд-во в камере сгорания ДВС с помощью Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2008. - 125с.

программы «FLUENT»./ В.В. Бирюк, А.А. 4. Батурин, О.В. Расчет течений Горшкалёв, М.Ю. Орлов, Д.А. Угланов– жидкостей и газов с помощью Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, универсального программного комплекса.

2011. - 71с. Часть 3. Работа в программе Fluent/ О.В.

2. Бирюк, В.В. Моделирование Батурин, И.И. Морозов, В.Н. Матвеев – тепловых и газодинамических процессов в Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, системе охлаждения ДВС с помощью 2008. - 115с.

программы Fluent./ В.В. Бирюк, И.В. 5. Орлин, А.С. Двигатели внутреннего Коломин, А.В. Кривцов, М.Ю. Орлов, Е.А. сгорания. Устройство и работа поршневых и Сайгаков, Д.А. Угланов – Самара: Изд-во комбинированных двигателей./ А. С. Орлин Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2011. - 92с. М.: Машиностроение, 1990, с. 3. Батурин, О.В. Расчет течений 6. Колчин, А.И. Расчет автомобильных и жидкостей и газов с помощью тракторных двигателей./ Колчин А.И., универсального программного комплекса. Демидов В.П. - М.: Высшая школа, 2008. Часть 2. Построение расчетных моделей в 496 с.

CONSTRUCTION AND CALCULATION OF THREE-DIMENSIONAL MODEL THREE DIMENSIONAL MODEL OF ICE COMBUSTION CHAMBER FOR DYNAMIC CALCULATION OF HEAT PROCESSES IN ANSYS FLUENT © 2012 V. V. Biryuk, A. A. Gorshkalev, S. S. Kayukov, D. A. Uglanov Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University) This paper deals with building of model combustion chamber of a four-cycle four-cylinder internal combustion engine Mitsubishi 4G63. 3D-model is done in program complexes SolidWorks and ANSYS Gambit. In ANSYS Gambit interfaces is created for the volumes belonging to the model. Then model is exported to ANSYS Fluent for dynamic calculations of work processes of Internal Combustion Engine. Also it is shown results of this calculation.

Designing ICE, CAD/CAE - systems, finite-element mesh, boundary conditions, thermal calculation, gasdynamic calculation.

Информация об авторах Бирюк Владимир Васильевич, доктор технических наук, профессор кафедры теплотехники и тепловых двигателей, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королева (национальный исследовательский университет). Область научных интересов: тепломассообмен в закрученных потоках жидкости и газа, энергоресурсосбережение.

Горшкалев Алексей Александрович, инженер, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королева (национальный исследовательский университет). E-mail: AGorsh@bk.ru. Область научных интересов:

моделированиерабочих процессов тепловых машин.

Каюков Сергей Сергеевич, студент, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королева (национальный исследовательский университет). E-mail: street999@mail.ru. Область научных интересов: моделирование процессов тепловых машин.

Угланов Дмитрий Александрович, кандидат технических наук, доцент кафедры теплотехники и тепловых двигателей, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королева (национальный исследовательский Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), университет). E-mail: dmitry.uglanov@mail.ru. Область научных интересов: рабочие процессы тепловых и холодильных машин, бортовая энергетика, энергосбережение.

Biryuk Vladimir Vasilevich, Doctor of Technical Sciences, professor, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University).

Area of research: piston Engine.

Gorshkalev Alexey Aleksandrovich, engineer, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: AGorsh@bk.ru. Area of research: work processes of heat engines.

Kayukov Sergey Sergeyevich, student, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: street999@mail.ru. Area of research: work processes of heat engines.

Uglanov Dmitry Aleksandrovich, candidate of technical science, associate senior lecturer of department heat engineering and heat engines, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: dmitry.uglanov@mail.ru. Area of research: work processes of heat engines and refrigerators, airborne power engineering, energy saving.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.431. ПОДХОДЫ К МОДЕЛИРОВАНИЮ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ГАЗОГЕНЕРАТОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ КАК СВЯЗАННОЙ ЗАДАЧИ © 2012 А. В. Кривцов, Л. С. Шаблий, О. В. Батурин Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет) Описаны различные подходы к моделированию рабочих процессов газогенератора газотурбинного двигателя (ГТД) с использованием современных средств вычислительной газовой динамики. Указаны возможности программных комплексов по моделированию рабочих процессов газогенератора. Описаны основные достоинства и недостатки представленных методов.

Газогенератор, рабочий процесс, расчётная сетка, граничное условие, модели турбулентности, баланс мощностей.

Основным узлом современного FINE/Turbo). Причём универсальные пакеты, газотурбинного двигателя является как правило, обладают более широким газогенератор - совокупность компрессора, инструментарием, позволяющим камеры сгорания (КС) и турбины. Этот одновременно охватить все происходящие в элемент ГТД выполняет основной рабочий газогенераторе процессы: течение в процесс двигателя как тепловой машины и в лопаточных машинах и горение в КС. В значительной степени определяет все свою очередь специализированные коды основные характеристики ГТД, а именно позволяют рассчитывать конкретные КПД, экономичность и экологичность. процессы легче и быстрее по сравнению с Создание эффективных газогенераторов универсальными. Так, программа Numeca является актуальной задачей авиационного и FINE/Turbo обладает дополнительными энергетического двигателестроения. инструментами для автоматизированного В настоящее время газодинамические построения качественной сетки в каналах расчёты с использованием метода турбомашин, а также особенностями вычислительной гидрогазодинамики (ВГД, решателя (вложенность сетки, специальные CFD-Computational Fluid Dynamics) являются периодические граничные условия), неотъемлемым инструментом процесса позволяющими производить расчёты проектирования и доводки устройств со турбомашин на порядки быстрее, чем, сложными газодинамическими процессами, например, CFX и Fluent. Основные каковым является газогенератор. Для его возможности рассмотренных CFD проектирования и доводки могут быть комплексов представлены в таблице 1.

использованы как универсальные Рассмотрим подробнее процессы, программные CFD-комплексы (например, происходящие в газогенераторе. Поток в ANSYS Fluent, ANSYS CFX), так и лопаточных машинах характеризуется специализированные (например, Numeca высокими числами Рейнольдса и Маха, Таблица 1. Возможности программ CFD-анализа для расчётов элементов газогенератора ГТД Возможности по расчету процессов Наименование комплекса в турбомашинах в камере сгорания ANSYS Fluent Формально поддерживаются турбо-расчёты: имеются Имеется множество моделей смешения и периодические граничные условия, есть возможность горения в газовой фазе (Finite Rate, Eddy задавать вращение отдельных зон (Single Reference Dissipation, Probability Density Function, их Frame, Multiple Reference Frame, Mixing Plane). комбинации), имеется несколько моделей фазового перехода «жидкость-газ» (Volume of Реально возможен расчёт только простых турбо-задач Fluid, Mixture, Euler, Discrete Particle Modeling).

вследствие низкой стабильности решателя. Задача При моделирования распыла дополнительно сводится только очень медленно, иначе имеются модели формы факела капель жидкой «разваливается» из-за численной дивергенции.

среды (сфера, конус, цилиндр), модели Последнее обстоятельство приводит к большому распределения размеров капель (Розина времени счёта даже простых турбо-задач. Расчёт Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), турбо-машин с большим числом ступеней практически Рамблера и др.) неосуществим.

Имеется библиотека свойств веществ и Отсутствует специальный сеткогенератор для турбо- параметров химических реакций.

машин.

ANSYS CFX Возможен расчёт вращающихся зон в большом Имеется множество моделей смешения и количестве. Увеличение количества зон практически горения в газовой фазе (Finite Rate, Eddy не уменьшает стабильность задачи (проверено Dissipation, Probability Density Function, BVM), расчётом компрессора с 15-ю венцами). имеется несколько моделей фазового перехода «жидкость-газ» (Volume of Fluid, Particle Имеется специализированный автоматический Tracking). При моделирования распыла имеются сеткогенератор для турбо-машин, позволяющий модели распределения размеров капель (Розина сформировать сетку вокруг пера лопатки, минуя этап Рамблера и др.) построения геометрии проточной части.

Имеется библиотека свойств веществ и С использованием сеток, созданных в универсальном параметров химических реакций.

сеткогенераторе возможно проведение расчётов турбомашин любых конфигураций: с надроторными Имеется инструмент формирования библиотек устройствами, с лабиринтными уплотнениями, функций плотности вероятности для модели радиальными зазорами, перепусками и т.п. горения PDF (CFX-Rif).

Имеются инструменты полуавтоматического анализа результатов расчёта турбо-машин.

Отсутствует возможность автоматического расчёта характеристик (решается выполнением пакета последовательных расчётов) Numeca Имеется автоматический сеткогенератор, который Доступно моделирование только одного FINE/Turbo позволяет создавать сетку вокруг пера лопатки, минуя рабочего тела, что принципиально не позволяет этап построения геометрии проточной части. Сетка проводить многокомпонентные расчёты с имеет кратную вложенную структуру, которая горением.

позволяет решателю находить решение в несколько раз Параметры рабочего тела могут быстрее.

корректироваться, что позволяет проводить Расчёт происходит на порядок быстрее и стабильнее, расчёты для воздуха, дымовых газов и др.

чем в CFX: расчёт 15-венцовой турбомашины легко рабочих тел.

возможен на обычном персональном компьютере.

Невозможно моделирование произвольной Имеется инструмент автоматического расчёта геометрии (допустимы только элементы характеристик. турбомашин).

Имеются модели расчёта перепуска, радиальных зазоров и др. элементов, но их число ограничено.

пограничных слоях вблизи пера лопаток, на втулке и периферии, а также учитывать радиальные зазоры и перетекания. Отсюда вытекают требования к расчётной сетке:

структурированность, значительная пространственная дискретизация, обеспечение низких значений безразмерного коэффициента стенки y+ (y+ 5...10) (рис. 1).

Наибольшее применение при расчёте лопаточных машин получили модели турбулентности Reynolds-averaged Navier Stokes (RANS), среди которых модели Spalarta-Allmarasa (S-A), k-epsilon (k-e) и Shear-Stress-Transport (SST)[1],[2]. Для рабочего процесса камеры сгорания характерным является многокомпонентный состав рабочего тела [3], изменяющийся в Рис. 1. Пример расчетной сетки компрессора, созданный в автоматическом сеткогенераторе процессе протекания химических реакций, Numeca Autogrid 5 мощное тепловыделение в процессе горения, значительные градиенты температур и для его точного моделирования необходимо сравнительно небольшие значения скоростей правильно описывать процессы в Авиационная и ракетно-космическая техника потока. Для наиболее полного связи наиболее перспективными моделирования таких процессов необходимо представляются два подхода:

учитывать нестационарность процессов, расчёт узлов газогенератора по большое количество химических реакций, отдельности, каждый с использованием процессы теплообмена, в частности, наиболее походящего для конкретной задачи излучение, описывать физические свойства (специализированного) CFD-комплекса. При компонентов рабочего тела в этом согласование работы узлов полиномиальной зависимости от обеспечивается использованием результатов температуры потока. Так как модель расчёта одних узлов в качестве входных проточной части камеры сгорания обладает условий для моделирования других [4];

довольно сложной геометрией (с большим расчёт газогенератора целиком количеством мелких каналов, выштамповок, в одном универсальном CFD-пакете, ступенек), то построение структурированной обеспечивающем моделирование всех сетки крайне затруднено. Поэтому наиболее рабочих процессов с учётом упрощений, часто используются неструктурированные позволяющих «облегчить» задачу до сетки, состоящие из тетраэдров с приемлемого уровня.

использованием призматических слоёв на Преимуществами первого подхода стенках. Размер пристеночного элемента является возможность выбора наиболее выбирают из соображения обеспечения эффективного решателя и отдельной y+~30...50. Однако существуют примеры настройки расчётных моделей для каждого построения блочно-структурированной узла газогенератора, а, следовательно, и расчётной сетки и для камер сгорания (рис. более точное моделирование рабочих 2). Для таких сложных потоков больше всего процессов, выполненное с меньшими подходит модель турбулентности Large-Eddy- затратами. Так, например, камера сгорания Simulation (LES), которая рассчитывает может быть рассчитана в нестационарной изменение положения крупномасштабных постановке с LES-моделью турбулентности, вихрей с течением времени. Опыт применения а лопаточные машины могут быть RANS моделей также довольно обширен. В рассчитаны в стационарной постановке с настоящее время существуют относительно RANS-моделью.

новые модели турбулентности, совмещающие в Второй подход позволяет более полно себе RANS и LES, такие как Detached-Eddy осуществить моделирование процессов.

Simulation (DES) и Limited-Numerical-Scales Поскольку все процессы рассчитываются (LNS). Но сведения о применении данных моделей при расчётах элементов ГТД практически отсутствуют. При выборе между RANS и LES-моделями нужно иметь ввиду, что RANS позволяет провести расчёт в стационарной постановке, а LES работает только в нестационарной. Следовательно, при использовании моделей RANS возможно существенно сократить время расчёта.

Ограничения по времени вычисления и потребному объёму памяти необходимо принимать во внимание при постановке задачи сопряженного CFD-расчёта газогенератора, поскольку даже отдельные расчёты компрессора, турбины или камеры сгорания выполняются на Рис. 2. Пример блочно-структурированной современных суперкомпьютерах в течение расчётной сетки камеры сгорания нескольких суток. С повышением производительности суперкомпьютеров расчёт газогенератора, вероятно, будет легко одновременно и моделируется в одной осуществим по базовым методикам CFD- расчётной зоне, возможно определение моделирования. Однако актуальность задачи совместной работы всех узлов требует её решения на современном этапе газогенератора без дополнительных настроек развития вычислительной техники. В этой решателя. Так, например, можно отследить Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), изменение компонентного состава продуктов сохранение постоянства сгорания КС при их движении в каналах величины среднемассовой полной энтальпии турбины, а также влияние пульсаций на потока на границах расчётных зон (при выходе из компрессора на процессы горения обеспечении постоянства расхода рабочего в КС. Недостатком этого подхода является тела это гарантирует сохранение полной необходимость однородного задания состава внутренней энергии потока);

рабочего тела и параметров моделирования, сохранение величин полного приводящая к неоправданному увеличению давления и температуры, а также профиля их «расчётного веса» задачи. Так, например, для распределения по высоте проточной части на расчёта горения необходимо моделировать границах расчётных зон (особенно актуально рабочее тело по всему газогенератору как для лопаточных машин).

смесь газов с переменным составом, притом Поскольку непременным условием что в компрессоре, составляющем почти 1/3 моделирования является согласованность объёма газогенератора, изменение состава работы узлов газогенератора, то при рабочего тела не происходит. То же касается адекватном моделировании должно быть моделей турбулентности и нестационарных обеспечено также и равенство мощностей процессов. В данной постановке «тяжёлая» турбины и компрессора. Однако при задача может быть облегчена применением моделировании рабочих процессов в более грубой расчётной сетки, более газогенераторе может возникнуть простых моделей турбулентности и горения неравенство крутящих моментов и использованием стационарных расчётов. компрессора и турбины. Возникшее Таким образом, первый подход рассогласование в зависимости от его представляется более предпочтительным, величины может оставаться без внимания поскольку позволяет достичь большей (принимается за неучтённые потери на точности моделирования на тех же самых трение или расчётную ошибку), либо должно вычислительных ресурсах. Основным компенсироваться управляющим недостатком данного подхода является воздействием: изменением частоты одностороннее влияние предыдущего вращения ротора при сохранении режима КС расчёта на последующий, поскольку расчёты или изменением количества подаваемого в идут друг за другом, и, как следствие, КС топлива при сохранении частоты имеется расхождение по значениям вращения ротора.

основных интегральных параметров потока Таким образом, в настоящее время (массовый расход, полные температура и могут быть применены два варианта CFD давление) на границах расчётных зон. моделирования газогенератора с целью его Расхождение можно уменьшить газодинамической доводки. Каждый вариант проведением серии итерационных расчётов имеет определённые преимущества и для уточнения граничных условий, недостатки. Выбор того или иного способа корректирующихся вследствие поэтапного зависит от требуемой точности расчёта, учёта взаимного влияния узлов имеющихся в распоряжении газогенератора. Организация итерационных вычислительных мощностей и времени на расчётов требует многократной передачи подготовительные работы. При любом граничных условий либо в «ручном» варианте моделирования рабочего процесса режиме, либо с использованием газогенератора необходимо учитывать специальных программ-утилит [5]. критерии согласованности отдельных узлов Независимо от выбранного варианта газогенератора.

моделирования при расчёте Работа выполнена при финансовой термогазодинамических процессов поддержке Правительства Российской газогенератора необходимыми критериями Федерации (Минобрнауки) на основании согласованности работы узлов служат: Постановления Правительства РФ №218 от постоянство массового расхода 09.04.2010.

рабочего тела на границах расчётных зон;

Авиационная и ракетно-космическая техника двигателя внутреннего сгорания [Текст] / Библиографический список 1. Никущенко, Д.В. Исследование течений Горшкалев А.А., Кривцов А.В., Сайгаков вязкой несжимаемой жидкости на основе Е.А. Сморкалов Д.В. Угланов Д.А. // Вестник расчетного комплекса FLUENT [Текст]: Самарского государственного учебное пособие. / Д.В. Никущенко. СПб.: аэрокосмического университета им.

СПб ГМТУ, 2005.- 94с. академика С.П. Королёва (национального 2. Попов, Г.М. Расчетное изучение исследовательского университета). 2011. № структуры потока вблизи втулочного (27). С. 177-182.

сечения в лопаточном венце осевой турбины 4. Turner, M.. High fidelity 3D simulation of the GE90. //AIAA Paper, (2003-3996), 2003.

[Текст] / Г.М. Попов, О.В. Батурин // Вестник Самарского государственного 33rd AIAA Fluid Dynamics Conference and аэрокосмического университета им. Exhibit.

академика С.П. Королёва (национального 5. Schlter, J.U. Integrated Simulations of a исследовательского университета). 2009. № 3 Compressor/Combustor Assembly of a Gas - часть2. С. 365-368. Turbine Engine./ Jorg Schluter, Xiaohua Wu, 3. Горшкалев, А.А. Опыт использования Heinz Pitsch, Sangho Kim, Juan Alonso // 2005.

CAE/CAD-систем при проектировании ASME Turbo Expo 2005.


APPROACHES TO MODELING WORK OF GAS TURBINE ENGINE`S CORE AS A CONNECTED TASK © 2012 A. V. Krivcov, L. S. Shabliy, O. V. Baturin Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University) Various approaches for simulation of gas turbine engine core operating by means of CFD software are presented.

Their main advantages and disadvantages are described.

Gas Turbine Engine`s Core, working process, mesh, boundary conditions, turbulence models, the balance of power.

Информация об авторах Шаблий Леонид Сергеевич, ассистент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.

П. Королева (национальный исследовательский университет), Е-mail: shelbi-gt500@mail.ru.

Область научных интересов: лопаточные машины, численные методы расчёта, программирование.

Кривцов Александр Васильевич, магистрант, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет), Е-mail: a2000009@rambler.ru. Область научных интересов:

рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, моделирование процессов теплообмена.

Батурин Олег Витальевич кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет), Е-mail: oleg.v.baturin@gmail.com. Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, агрегаты наддува ДВС.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Shabliy Leonid Sergeevich, Assistant of aircraft engines theory department, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E mail: shelbi-gt500@mail.ru. Area of research: blade machines, numerical calculations, programming.

Krivtsov Alexander Vasileevich, magistrand, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: krivcov63@mail.ru.

Area of research: blade machines, numerical calculations, processes of heat exchange and diffusion.

Baturin Oleg. Vital'evich Candidate of Science, assistant professor of the chair of theory of engine for flying vehicle of Samara State Aerospace University named after academician S. P.

Korolyov (National Research University)., Е-mail: oleg.v.baturin@gmail.com. Area of research:

workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, turbocharger.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 629.7.036. ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ТУРБОКОМПРЕССОРА НА МАССУ © 2012 В. С. Кузьмичев, И. Н. Крупенич, В. В. Кулагин, Е. С. Михеева, А. А. Николаев Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) В статье приводятся результаты исследования влияния относительных геометрических параметров турбокомпрессора на его массу.

Турбокомпрессор, диаметр втулки относительный, соотношения геометрические.

В качестве объекта исследований число ступеней турбины ВД рассматривается двухвальный zтвд 1 ;

двухконтурный реактивный двигатель материал (ЖС-6К) и (ТРДД) без подпорных ступеней со коэффициент запаса прочности рабочих следующими параметрами:

лопаток турбины ВД K твд 2 ;

суммарный расход воздуха параметр нагруженности через двигатель Gв 340 кг с ;

y* 0,5 ;

турбины НД суммарная степень повышения тнд * число ступеней турбины НД давления к 32 ;

zтнд 4 ;

степень повышения давления в * форма проточной части всех вентиляторе вII 1, 6 ;

элементов турбокомпрессора задавалась температура газа перед постоянством среднего диаметра Dср const.

* турбиной Tг 1600 К ;

Диаметральные размеры, высоты степень двухконтурности лопаток и геометрические соотношения на m 6,1. входе и выходе для каждого элемента В качестве исходных данных при турбокомпрессора однозначно связаны, проектировании проточной части задавались поскольку задана форма проточной части.

результаты проектного Поэтому анализ влияния геометрических термогазодинамического расчёта, а также соотношений на входе и выходе заменим следующие параметры: анализом влияния только параметров на число ступеней вентилятора входе в элемент.

Как видно из рис. 1, с ростом zвент 1 ;

относительного диаметра втулки на входе относительный втулочный d вент.вх вентилятора наблюдается диаметр на входе в вентилятор d вент.вх 0, 3 ;

монотонный рост массы турбокомпрессора.

коэффициент напора Это объясняется увеличением вентилятора по периферии H п 0, 25 ;

периферийного диаметра на входе в относительный втулочный вентилятор, который при заданной окружной скорости определяет допустимую частоту диаметр на выходе КВД d квд.вых 0,918 ;

вращения каскада НД. Снижение частоты средний коэффициент напора вращения (рис. 2) приводит к росту массы компрессора ВД H ср.квд 0,35 ;

турбины низкого давления (НД), которая и параметр нагруженности определяет указанный рост массы (рис. 3).

* Масса вентилятора при этом изменяется турбины ВД yтвд 0, 47 ;

несущественно, что определяется Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), противоположным влиянием двух факторов: втулочного диаметра проточной части, а ростом массы диска вентилятора и масса лопаток ступени M прот уменьшается за снижением массы лопаток (рис. 4).

счёт уменьшения их высоты (рис. 7).

1, 0, Относительная масса 0,85 0, Относительная масса 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0,2 0,4 0,6 0, Относительный диаметр втулки 0,25 0,45 0, Относительный диаметр втулки Рис. 1. Зависимость относительной массы M i M i M max турбокомпрессора от ТРДД вентилятор турбина НД относительного диаметра втулки на входе вентилятора d вент.вх Рис. 3. Зависимость относительной массы M i M i M max турбокомпрессора от 90 относительного диаметра втулки на входе 85 вентилятора d вент.вх Частота вращения ротора НД, об/сек 0, Относительная масса 0, 55 0, 0,25 0,45 0, Относительный диаметр втулки 0, Рис. 2. Зависимость частоты вращения ротора НД от относительного диаметра втулки на входе 0,25 0,45 0, вентилятора d вент.вх Относительный диаметр втулки С увеличением относительного масса корпуса масса дисков диаметра втулки на входе каскада высокого масса лопаток d квд.вх давления (ВД) наблюдается Рис. 4. Зависимость относительной массы монотонное уменьшение массы M i M i M max составляющих вентилятора турбокомпрессора (рис. 5), которое от относительного диаметра втулки на входе объясняется сокращением числа его вентилятора d вент.вх ступеней (рис. 6), связанное с ростом Преобладающее влияние оказывает рост окружной скорости компрессора при увеличении диаметральных размеров в M диск, и масса ступени увеличивается по условиях, когда частота вращения каскада Dср h л.

параметру Однако при этом ВД определяется прочностью турбины.

увеличивается окружная скорость на среднем При увеличении отношения Dср h л диаметре турбины, что приводит к на входе турбины ВД наблюдается сокращению числа её ступеней. Совокупное взаимосвязанное влияние нескольких влияние всех этих факторов приводит к тому, факторов. Масса ротора турбины M диск, что масса турбины в целом по параметру Dср h л имеет минимум (рис. 8).

отнесённая к отдельной ступени, увеличивается в связи с увеличением Авиационная и ракетно-космическая техника 1, 1, 1, Относительная масса Относительная масса 1 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 2 7 12 Отношение Dср/h 0, 0,22 0,32 0,42 0,52 0,62 масса корпусов масса дисков масса лопаток Относительный диаметр втулки Рис. 7. Зависимость относительной массы M i M i M max составляющих турбины ВД Рис. 5. Зависимость относительной массы от отношения Dср h л на входе турбины ВД M i M i M max турбокомпрессора от относительного диаметра втулки на входе КВД d квд.вх Относительная масса 0, Число ступеней КВД 17 0, 0, 0, 0, 9 2 7 12 0,22 0,32 0,42 0,52 0, Отношение Dср/h Относительный диаметр втулки турбокомпрессор ТРДД переходный канал Рис. 6 – Зависимость числа ступеней компрессора ВД турбина ВД от относительного диаметра втулки на входе d квд.вх Рис. 8. Зависимость относительной массы M i M i M max турбокомпрессора, турбины ВД и На массу турбокомпрессора кроме переходного канала массы собственно турбины ВД оказывает от отношения Dср h л на входе турбины ВД влияние масса переходного канала между Соотношение между составляющими турбинами ВД и НД, которая уменьшается массы турбины НД, зависящее от частоты при увеличении Dср h л (при сокращении вращения ротора и величины удельной числа ступеней турбины ВД). Таким работы турбины, отличается от соотношения образом, наблюдается несущественное для турбины ВД (рис. 9 и 10). Поэтому при изменение массы турбокомпрессора в целом увеличении отношения Dср h л на входе (рис. 8).

турбины НД Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 0,6 наблюдается монотонное увеличение массы % от общей массы турбины турбины. Масса переходного канала между 0, турбинами НД и ВД также оказывает меньшее 0, влияние на массу турбокомпрессора в целом.

0, Таким образом, наблюдается монотонный рост массы турбокомпрессора (см. рис. 11).

0, 0, 1, 2 7 12 17 0, Отношение Dср/h 0, масса корпусов масса дисков Относительная масса масса лопаток 0, Рис. 9. Зависимость соотношения между 0, составляющими массы 0, турбины ВД от отношения Dср h л на входе 0, 0, 0, 0, % от общей массы турбины 0,6 0, 5 10 15 20 0, Отношение Dср/h 0, ТРДД 0, переходный канал 0, Рис. 11. Зависимость относительной массы 0, M i M i M max турбокомпрессора, турбины НД и переходного канала 5 10 15 20 от отношения Dср h л на входе турбины НД Отношение Dср/h масса корпусов масса дисков Работа выполнена при финансовой масса лопаток поддержке Правительства Российской Рис. 10. Зависимость соотношения между Федерации (Минобрнауки) на основании составляющими массы постановления Правительства РФ №218 от турбины НД от отношения Dср h л на входе 09.04.2010.


INVESTIGATION OF RELATIVE GEOMETRIC PARAMETERS INFLUENCE ON BYPASS ENGINE MASS © 2012 V. S. Kuzmichev, I. N. Krupenich, V. V. Kulagin, E. S. Miheeva, A. A. Nikolaev Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) Influence of relative diameters of bypass engine turbocompressor on its mass is described.

Turbocharger, hub diameter relative, aspect ratio.

Информация об авторах Кузьмичев Венедикт Степанович, доктор технических наук, профессор кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: kuzm@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных Авиационная и ракетно-космическая техника двигателей, начальный уровень проектирования ГТД, оценка научно-технического уровня ГТД, САПР ГТД.

Крупенич Илья Николаевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: kru@ssau.ru.Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, математическое моделирование, проектирование турбокомпрессора ГТД, численные методы оптимизации.

Кулагин Виктор Владимирович, кандидат технических наук, профессор кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: kulvv@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, начальный уровень проектирования ГТД, идентификация математических моделей ГТД.

студент, Самарский государственный Михеева Екатерина Сергеевна, аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, математическое моделирование, проектирование турбокомпрессора ГТД.

Николаев Александр Александрович, студент, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, математическое моделирование, проектирование турбокомпрессора ГТД.

Kuzmichev Venedikt Stepanovich, Doctor of Science, Professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: kuzm@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, initial level of gas turbine engine design, assessment of scientific and technological level of gas turbine engines, gas turbine engines computer-aided systems.

Krupenich Iliya Nikolaevich, Candidate of Science, Associate professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: kru@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, mathematical simulation, gas turbine engine's turbocompressor design, numbering method of optimization.

Kulagin Viktor Vladimirovich, Candidate of Science, Professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: kulvv@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, initial level of gas turbine engine design, identification of mathematical model of gas turbine engines.

Miheeva Ekaterina Sergeevna, student, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). Area of research: gas turbine engines theory, mathematical simulation, gas turbine engine's turbocompressor design.

Nikolaev Alexandr Alexandrovich, student, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). Area of research: gas turbine engines theory, mathematical simulation, gas turbine engine's turbocompressor design.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 621.431.75(075)+004. МЕТОДЫ И СРЕДСТВА КОНЦЕПТУАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В CAE-СИСТЕМЕ «АСТРА»

© 2012 В. С. Кузьмичев, А. Ю. Ткаченко, В. Н. Рыбаков, И. Н. Крупенич, В. В. Кулагин Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) В статье описаны методы и средства концептуального проектирования авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), реализованные в CAE-системе АСТРА.

Двигатель газотурбинный, проектирование концептуальное, CAE-система.

Одной из важнейших и актуальных пересечения локально-оптимальных об задач является выбор оптимальных значений ластей:

параметров рабочего процесса авиационных q r X X iк, ГТД. Другим аспектом повышения i 1 к эффективности создаваемого авиационного где r – количество рассматриваемых кри ГТД на этапах начального проектирования териев оценки Yi;

q –количество рассмат является оптимизация конструктивно- риваемых вариантов сочетания исходных геометрического облика его данных неоднозначной величины.

турбокомпрессора. Кроме того, важным Многокритериальная задача форми фактором, определяющим эффективность рования рационального облика турбоком летательного аппарата (ЛА), является прессора математически может быть определение оптимального управления ГТД сформулирована следующим образом:

в течение полётного цикла с учетом * arg min min F X, S, ограничений режимов полёта ЛА и пара S X метров рабочего процесса двигателя.

при условии qe X, C 0, a f x f b f, Математически множество значений параметров рабочего процесса ГТД, при- где * X, S – множество искомых надлежащих области локально-оптимальных параметров;

решений, определяется следующим F X, S – целевая функция;

выражением:

qe X, C – заданные функциональ X i к X | Yi X opt i, bк, p Yi X, bк, p ные ограничения;

y Yi X opt i, bк, p, X к.j.вх, т.j.вх, dк.j.вых, i к –вектор Dср, z т.j, zк.j,...

где X–вектор оптимизируемых параметров h т.j.вх ГТД;

bк–вектор неоднозначных исходных p–вектор данных;

детерминированных оптимизируемых конструктивно исходных данных;

i, к – коэффициенты, геометрических параметров размерности n;

позволяющие учесть степень важности при S s1, s2,... – множество выборе параметров соответственно критерия конструктивно-схемных признаков (число оценки Yi и варианта сочетания исходных валов, тип компрессора, турбин, КС и т.д.), данных (bк, р).

определяющих k-ю схему турбокомпрессора;

Решения, удовлетворяющие ком C c1, c2,... – заданные плексу критериев с учётом неопределён ности исходных данных (области ком- исходные проектные данные;

промиссов), отыскиваются как результат Авиационная и ракетно-космическая техника решений с оптимальными конструктивно a f, bf – ограничения на проектные геометрическими параметрами и выборе переменные.

наилучшего варианта облика турбокомпрессора Совокупность искомых параметров на основе комплекса критериев оценки.

x1, x2,..., s1, s2,... представляет собой Задача оптимизации управления ГТД множество независимых переменных Х и в процессе полёта ЛА заключается в схемных признаков S, которые определяют определении такого изменения параметров концепцию проекта, характеризуют все регулирования двигателя по траектории конструктивно-геометрические параметры полёта, при котором целевая функция, турбокомпрессора, схему турбокомпрессора характеризующая эффективность ЛА, и однозначно определяют значения частных достигает оптимума:

критериев эффективности двигателя. u opt Y u.

Целевая функция F может формиро- u В данной задаче в качестве парамет ваться из множества значений частных ров управления процессом выступают критериев эффективности системы более параметры регулирования двигателя uj, высокого иерархического уровня совокупность которых однозначно опре Y y1, y2,..., yi,... как аддитивная свёртка деляет режим его работы. Функции изме F i yi X, Sk.

критериев Здесь нения параметров регулирования ГТД в i зависимости от текущей дальности полёта yi – нормированная по оптимальному ЛА L образуют функцию управления u:

u u1 L ;

u2 L ;

;

uk L.

значению yi yi yiopt yiopt величина Например, для ТРДД с одним управ i-го критерия;

i – коэффициент важности ляющим фактором в качестве функции управления может выступать изменение (весомости) i-го критерия.

частоты вращения ротора высокого давления В процессе оптимизации по траектории полёта u nвд L.

функциональные ограничения и ограничения на оптимизируемые переменные Для определения компромиссного учитываются введением штрафов на варианта управления ГТД, отвечающего целевую функцию при их невыполнении: комплексу критериев оценки эффективности af xf ЛА, используется минимаксный принцип Kf, при x f a f ;

оптимальности, в соответствии с которым af минимизируемой величиной является x f bf максимальное значение из набора Fштраф K f, при x f b f ;

bf нормированных критериев эффективности:

Y u max j j Fjнорм u min, K q X, C, при q X, C 0.

e e e где j – степень значимости j-го критерия;

Fj(u) – нормированное значение критерия Формирование оптимального облика эффективности, которое характеризует турбокомпрессора можно разбить на три вло относительное отклонение текущего зна женных задачи. Первая заключается в согла чения данного критерия (например,Ст·км, a, совании конструктивно-геометрических па П ) от его оптимального значения F jopt, раметров турбокомпрессора при заданном найденного в результате однокритериальной векторе оптимизируемых параметров Х. Суть оптимизации.

второй задачи сводится к определению опти Взаимосвязь функции управления и мальных конструктивно-геометрических па критериев эффективности ЛА описывается раметров для каждой из выбранных схем математической моделью полёта ЛА [1] и турбокомпрессора ТРДД. Третья задача является определяется путем численного решения задачей структурной оптимизации, решение системы дифференциальных уравнений которой осуществляется при целенаправленном динамики полёта ЛА.

переборе возможных конструктивно-схемных Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Как показано в [1], моделирование 2) определение массы и скорости ЛА типовых полётных циклов транспортных и в начале этапа набора высоты;

пассажирских самолётов выполняется 3) моделирование этапа набора вы поэтапно. Следовательно, и оптимизация соты по заданной программе V ( H ) с управления выполняется на каждом этапе различными законами управления ГТД и отдельно с помощью соответствующей определение параметров состояния ЛА в математической модели. Заключение о конце данного этапа;

выборе того или иного способа управления 4) оптимизация режимов ГТД на на каждом из этапов можно сделать только крейсерском участке полёта для каждого на основании значений критериев варианта набора высоты по совокупности эффективности ЛА, получаемых по критериев эффективности ЛА, рассчитанных результатам моделирования всего полётного с учётом затрат топлива и времени на этапах цикла. снижения и посадки;

При составлении методики решения 5) выбор оптимального варианта за поставленной задачи необходимо учитывать кона управления по результатам, полу назначение ЛА и особенности управления ченным в предыдущем пункте.

его силовой установкой на каждом из Важнейшим аспектом современной участков полёта. На этапах взлёта и посадки, методологии проектирования авиационных ожидания и предпосадочного ма- ГТД является экспертиза проекта, которая неврирования режимы работы двигателей служит инструментом оценки качества определяются требованиями безопасности, проекта. Принятие решений на различных эксплуатационными требованиями, в этапах проектирования в значительной соответствии с которыми работа двигателей степени основывается на адекватном чаще всего осуществляется на предельных прогнозировании требуемого научно режимах и не предусматривает оптимизации. технического уровня ГТД.

На этапах набора высоты и снижения Созданная в СГАУ автоматизиро режимы работы двигателей также ванная CAE система «АСТРА» позволяет регламентированы, но при изменении решать указанные задачи.

высоты полёта параметры двигателей не сохраняются постоянными, а изменяются в Работа выполнена при финансовой соответствии с выбранным законом поддержке Правительства Российской управления двигателей и изменением Федерации (Минобрнауки) на основании внешних условий. Таким образом, опти- постановления Правительства РФ №218 от мизация управления на этих этапах за- 09.04.2010.

ключается в выборе наивыгоднейшего за кона управления двигателями, который в Библиографический список совокупности с результатами оптимизации 1. Кузьмичев, В.С. Моделирование полета на крейсерском участке обеспечит летательного аппарата в задачах максимальную эффективность ЛА. Режимы оптимизации параметров рабочего процесса работы двигателей на крейсерском участке газотурбинных двигателей [Текст] / могут изменяться в широких пределах. В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко, Следовательно, оптимизация управления на В.Н. Рыбаков – Известия Самарского крейсерском участке заключается в научного центра Российской академии наук.

определении наивыгоднейшего изменения – 2012. – т.14, №2(2). – С.491-494.

режима работы двигателей на этом участке.

Для дозвуковых транспортных и пассажирских самолетов можно сформу лировать следующую последовательность оптимизации управления ГТД:

1) формирование множества воз можных законов управления ГТД;

Авиационная и ракетно-космическая техника METHODS AND MEANS OF AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE CONCEPTUAL DESIGN UNDERLYING THE CAE SYSTEM «ASTRA»

© 2012 V. S. Kuzmichev, A. Yu. Tkachenko, V. N. Rybakov, I. N. Krupenich,V. V. Kulagin Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) Main underlying principles of the CAE-system «ASTRA» are described.

Gas turbine engine, underlying principles, CAE-system.

Информация об авторах Кузьмичев Венедикт Степанович, доктор технических наук, профессор кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: kuzm@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, начальный уровень проектирования ГТД, оценка научно-технического уровня ГТД, САПР ГТД.

Ткаченко Андрей Юрьевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: tau@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, математическое моделирование, управление газотурбинными двигателями, методы расчёта эксплуатационных характеристик, численные методы оптимизации.

Рыбаков Виктор Николаевич, аспирант кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: rybakov@ssau.ru.

Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, оптимизация параметров рабочего процесса ГТД, начальный уровень проектирования ГТД, математическое моделирование.

Крупенич Илья Николаевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: kru@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, математическое моделирование, проектирование турбокомпрессора ГТД, численные методы оптимизации.

Кулагин Виктор Владимирович, кандидат технических наук, профессор кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: kulvv@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, начальный уровень проектирования ГТД, идентификация математических моделей ГТД.

Kuzmichev Venedikt Stepanovich, Doctor of Science, Professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: kuzm@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, initial level of gas turbine engine design, assessment of scientific and technological level of gas turbine engines, gas turbine engines computer-aided systems.

Tkachenko Andrey Yurievich, Candidate of Science, Associate professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P.

Korolyov (National Research University). E-mail: tau@ssau.ru. Area of research: gas turbine Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), engines theory, mathematical simulation, gas turbine engine controlling, design methods of field performance data, numerical method of optimization.

Rybakov Viktor Nikolaevich, post-graduate student at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: rybakov@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, gas turbine engines parameters optimization,initial level of gas turbine engine design, mathematical simulation.

Krupenich Iliya Nikolaevich, Candidate of Science, Associate professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) E-mail: kru@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, mathematical simulation, gas turbine engine's turbocompressor design, numbering method of optimization.

Kulagin Viktor Vladimirovich, Candidate of Science, Professor at Aircraft Engine Theory Department, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University), E-mail: kulvv@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, initial level of gas turbine engine design, identification of mathematical model of gas turbine engines.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.431. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ОПТИМИЗАЦИИ ПАРАМЕТРОВ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ВЫПОЛНЕННЫМ ГАЗОГЕНЕРАТОРОМ © 2012 В. С. Кузьмичев, В. В. Кулагин, А. Ю. Ткаченко, И. Н. Крупенич, В. Н. Рыбаков Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) В статье описаны особенности постановки задачи оптимизации параметров ТРДД с выполненным газогенератором. Описаны основные возможности CAE-системы АСТРА, с помощью которой решается задача оптимизации параметров рабочего процесса газотурбинного двигателя (ГТД).

Газогенератор, оптимизация, параметры, постановка задачи, двигатель газотурбинный.

В общем случае задача оптимизации уровня – самолёта. Данные критерии, с параметров рабочего процесса ТРДД одной стороны, должны учитывать заключается в отыскании области основную цель, ради которой создаётся ЛА, компромиссов по совокупности критериев а также условия и ограничения оценки двигателя в системе летательного эксплуатации;



Pages:     | 1 |   ...   | 3 | 4 || 6 | 7 |   ...   | 11 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.