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 |   ...   | 4 | 5 || 7 | 8 |   ...   | 11 |

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

-- [ Страница 6 ] --

с другой стороны, должны аппарата (ЛА). зависеть от тех параметров и характеристик Математическая постановка данной объекта, влияние которых требуется оценить задачи выглядит следующим образом. или которые необходимо оптимизировать. В Определяются оптимальные значения работе рассматривались три основных параметров ТРДД для каждого из локальных критерия: суммарная масса силовой критериев Yi: установки и топлива в баках самолёта Мсу+т;

затраты топлива на тонна-километр X opti arg min Yi | Yi Fi x, p, перевезённого груза Ст·км;

себестоимость Yi M 0, Cт.км, a,...

где – множество перевозок а. Кроме того, для сравнительного критериев оценки;

X Tг, m, к, в – анализа результатов исследований определялся критерий, характеризующий вектор оптимизируемых параметров только эффективность двигателя – удельный рабочего процесса ГТД;

р – вектор исходных расход топлива на крейсерском режиме данных.

Суд.кр.

Область локально-оптимальных Для оптимизации проектных пара решений по i-му критерию Yi определяется метров авиационных ГТД необходимо следующим выражением:

выбрать режим, на котором целесообразнее X i X | Yi X opt, p Yi X, p всего производить указанную оптимизацию, а следовательно, и закладывать проектный 1 Yi Yi X opt, p, расчёт двигателя. По траектории полёта ЛА где Yi – величина допустимого (взлёт, набор высоты, крейсерский полёт, относительного отклонения i-го критерия от снижение) двигатель поочерёдно работает на его оптимума. разных режимах – взлётном, крейсерском, Область компромиссов по совокуп- малого газа. Каждому из этих режимов соот ности критериев определяется как пересе- ветствуют разные высоты и скорости полёта, чение локально-оптимальных областей: разные значения температуры Т г, тяги, n X Xi. удельного расхода топлива и других i параметров двигателя. Всё это многообразие В качестве целевых функций при эксплуатационных условий должно быть оптимизации параметров рабочего процесса отражено в выборе параметров ГТД для того ТРДД рассматриваются критерии оценки единственного режима, который должен эффективности системы более высокого быть принят в качестве расчётного. Для Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), учёта при оптимизации параметров Вследствие того, что использование расчётного режима влияния других рабочих заданного газогенератора накладывает режимов двигателя задаются расчётным определённые ограничения на энергети полётным циклом ЛА и итерационным путём ческие возможности ТРДД, достижение определяют потребные режимы работы ГТД заданных тяг двигателя на взлётном Р0 и и затраты топлива на указанных участках.

крейсерском Ркр режимах при одновре Методика моделирования полёта ЛА менном выполнении ограничения на мак представлена в работе [1]. симальную величину температуры газа перед Математическая модель задачи турбиной Т г0 обеспечивается только за счёт оптимизации параметров рабочего процесса подбора степени двухконтурности m и кр ТРДД по критериям оценки эффективности температуры газа перед турбиной на самолёта состоит из совокупности крейсерском режиме Т гкр, а также исходных следующих подмоделей:

- «завязки» двигателя из условия положений рабочих точек на характеристиках компрессоров обеспечения заданных тяг на режимах крейсерского полёта и взлёта с учётом газогенератора (каскадов среднего и ограничений, накладываемых заданным высокого давления) на расчётном крей серском режиме, определяющих приве газогенератором;

- моделирования полётного цикла дённый расход воздуха через газогенератор самолёта при заданной коммерческой GвСД.пр.вСД.кр (рис. 1,2).

нагрузке и дальности полёта;

- расчёта значений критериев эффек тивности самолёта по результатам моде лирования его полётного цикла при заданной коммерческой нагрузке и дальности полёта.

При «завязке» двигателя на основа нии принятых расчётных величин опти мизируемых параметров рабочего процесса двигателя, параметров базового газогенератора, параметров, характеризу ющих эффективность процессов в узлах турбовентилятора, входного и выходных Рис.1. Влияние степени двухконтурности устройств, а также других исходных данных на основные данные ТРДД и ограничений, определяются гео- на взлетном режиме (H=0, M=0, САУ) метрические параметры и характеристики узлов выполненного ТРДД. Полученные данные используются в качестве исходных данных для расчёта параметров двигателя в произвольной точке траектории полёта при моделировании полётного цикла самолёта. В качестве расчётного принят крейсерский режим работы двигателя при Нп = 11км, Мп = 0,8 и Ркр = 0,2·Р0.

При формировании облика двигателя необходимо обеспечить заявленные значения как на крейсерском, так и на взлётном Рис.2. Влияние степени двухконтурности на основные данные ТРДД режимах. Поэтому «завязка» ТРДД по на крейсерском режиме (H=11 км, M=0,8, САУ):

существу представляет собой согласование —— P 0,22 ;

······ P 0,20 ;

– ·· – P 0, параметров двигателя на крейсерском кр кр кр режиме, рассчитываемых по модели В этом случае суммарная степень проектируемого ТРДД, и параметров на повышения давления в компрессоре дви взлётном режиме, рассчитываемых по гателя к кр будет однозначно определяться модели выполненного ТРДД.

Авиационная и ракетно-космическая техника величиной степени повышения давления в для которой являются результаты расчёта полётного цикла. Полёт ЛА рассчитывается каскаде низкого давления кНД.кр, то есть во по методике, представленной в работе [1].

внутреннем контуре вентилятора и Математическая модель полётного подпорных ступенях. Величина кНД.кр цикла состоит из следующих взаимосвя обусловливает, с одной стороны, потребные занных подмоделей: учёт затрат времени и положения рабочих точек на топлива на участке взлёта;

расчёт пара характеристиках компрессоров метров траекторного движения самолёта в газогенератора на расчётном режиме, а с начальной точке этапа набора высоты;

другой – конструктивно-геометрические моделирование процесса набора высоты;

параметры турбовентилятора, например, моделирование крейсерского участка полёта;

количество подпорных ступеней. Поэтому учёт затрат времени и топлива на участках выбор значения должен кНД.кр снижения ожидания перед посадкой, предпосадочного маневрирования и посадки.

осуществляться с учётом соображений Моделирование участков набора получения рациональной схемы турбо высоты и крейсерского полёта осуществ вентилятора, формализовать которые в ляется на основе численного интегрирования рамках термогазодинамической модели системы дифференциальных уравнений двигателя затруднительно, и, следовательно, траекторного движения самолёта [1].

нельзя непосредственно определять Математические модели проекти величину кНД.кр.opt с помощью формальных руемого и выполненного ТРДД, исполь численных методов параметрической зуемые при «завязке» и моделировании оптимизации. полётного цикла формируются по методике Тогда задача оптимизации параметров на основе универсальной математической рабочего процесса трёхвального ТРДД с модели газотурбинного двигателя. Расчёт заданным газогенератором сводится к неизвестных параметров выполняется путём однопараметрической оптимизации численного решения системы нелинейных величины степени повышения давления в уравнений модифицированным методом наружном контуре вентилятора вII.кр, а Ньютона.

Таким образом, поставленная задача выбор рационального значения кНД.кр оптимизации параметров рабочего процесса осуществляется исследованием его влияния ТРДД на базе заданного газогенератора на величины критериев эффективности должна решаться путём совместного самолёта (рис. 3).

решения нескольких подзадач, каждая из которых требует использования совокуп ности взаимосвязанных моделей и чис ленных методов расчёта. Её решение воз можно только на основе современных методов компьютерного моделирования и использования универсальных автомати зированных средств. В работе для построения математических моделей решаемых задач и выполнения расчётов Рис.3. Зависимость критериев эффективности от используется автоматизированная система степени повышения давления в компрессоре низкого термогазодинамического расчёта и анализа давления при вIIopt.кр газотурбинных двигателей и энергетических установок АСТРА[3].

Количественная взаимосвязь между Автоматизированная CAE-система значениями оптимизируемых параметров АСТРА обладает следующими возможно рабочего процесса двигателя и критериями стями: формирование моделей газотур эффективности самолёта оценивается с бинных двигателей и энергетических ус помощью модели расчёта критериев тановок произвольных схем, в том числе со эффективности ЛА [2], исходными данными Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), сложными и комбинированными циклами;

оптимизации параметров рабочего процесса использование характеристик узлов;

расчёт газотурбинных двигателей [Текст] / двигателей с одновременным подводом В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко, различных видов топлива;

выполнение В.Н. Рыбаков – Известия Самарского проектного расчёта;

расчёт экс- научного центра Российской академии наук.

плуатационных характеристик;

оптимизация - 2012. - т.14, №2(2). - С.491-494.

проектных параметров двигателя, в том 2. Григорьев, В.А. Выбор параметров и числе по критериям оценки эффективности термогазодинамические расчеты системы «ЛА – двигатель»;

оптимизация газотурбинных двигателей [Текст]:

эксплуатационных характеристик;

учеб.пособие / Григорьев В.А., моделирование полётного цикла. Ждановский А.В., Кузьмичев В.С. [и др.]. – CAE-система АСТРА является е изд., испр. и доп. – Самара: Изд-во Самар.

комплексной, универсальной гос. аэрокосм. ун-та, 2009. – 202 с.

автоматизированной системой, 3. Ткаченко А.Ю. Автоматизированная охватывающей весь цикл термогазодина- система термогазодинамического расчета и мического проектирования газотурбинного анализа (АСТРА-4) газотурбинных двигателя, а также его термогазоди- двигателей и энергетических установок намической доводки. [Текст] / Ткаченко А.Ю., Кузьмичев В.С., Работа выполнена при финансовой Кулагин В.В., Крупенич И.Н., Рыбаков В.Н.

поддержке Правительства Российской // Проблемы и перспективы развития Федерации (Минобрнауки) на основании двигателестроения: материалы докладов постановления Правительства РФ №218 от междунар. науч.-техн. конф. 28-30 июня 09.04.2010. 2011 г. – Самара: СГАУ, 2011. – Ч. 2. – С.80 82 с.

Библиографический список 1. Кузьмичев, В.С. Моделирование полета летательного аппарата в задачах PROBLEM FORMULATION OF BYPASS ENGINE PARAMETERS OPTIMIZATION WITH A PRESELECTED GAS GENERATOR © 2012 V. S. Kuzmichev, V. V. Kulagin, A. Yu. Tkachenko, I. N. Krupenich, V. N. Rybakov Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolov (National Research University) Formulation of problem bypass engine parameters optimization using the aircraft efficiency criteria in a case of gas-generator being preselected is described.

Gas generator, optimization of parameters, formulation of problem, gas turbine engine.

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.

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:

Авиационная и ракетно-космическая техника теория газотурбинных двигателей, начальный уровень проектирования ГТД, идентификация математических моделей 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 расчета эксплуатационных характеристик, численные методы оптимизации.

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.

Рыбаков Виктор Николаевич, аспирант кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет).

Е-mail: rybakov@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, оптимизация параметров рабочего процесса ГТД, начальный уровень проектирования ГТД, математическое моделирование.

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.

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.

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 engines theory, mathematical simulation, gas turbine engine controlling, design methods of field-performance data, numerical method of optimization.

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.

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.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 621.431.75(075) ВЛИЯНИЕ НЕОПРЕДЕЛЁННОСТИ ИСХОДНЫХ ПРОЕКТНЫХ ДАННЫХ НА ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ © 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 описано влияние неопределённости исходных проектных данных на выбор оптимальных параметров рабочего процесса газотурбинного двигателя. Приведены коэффициенты чувствительности оптимальных параметров рабочего процесса и критериев эффективности летательного аппарата к изменению некоторых исходных проектных данных по силовой установке и летательному аппарату.

Оптимизация, рабочий процесс, газотурбинный двигатель, неопределённость исходных данных, выбор параметров.

Важнейшим аспектом современного не только точных численных значений, но и проектирования авиационной силовой законов распределения;

предпосылки, установки (СУ) является определение опти- допущения, погрешности и ограничения мальных величин параметров двигателя и методик расчёта и технических требований;

его элементов на всех этапах существование неучтённых факторов.

проектирования. Таким образом, при оптимизации При выборе оптимальных параметров параметров авиационного ГТД имеют место рабочего процесса газотурбинного двигателя два основных вида неопределённостей (ГТД) на основе критериев оценки исходной проектной информации – летательного аппарата (ЛА) необходимо неопределённость цели (многокрите обеспечить наивыгоднейшее согласование риальность оценки ЛА) и неопределённость выходных параметров СУ с исходных проектных данных ГТД и ЛА.

запроектированными параметрами ЛА. В Поэтому задача оптимизации параметров сложившейся практике проектирования ГТД ГТД приобретает бивекторный характер, так принято оптимизацию его параметров как в силу неопределённости исходных выполнять последовательно: на основании данных каждый из критериев, входящих в выбранных значений оптимальных комплексную оценку эффективности ЛА, в параметров рабочего процесса определяются свою очередь, является вектором.

оптимальные размеры проточной части Таким образом, отыскание таких двигателя, на этой основе проектируются значений параметров рабочего процесса оптимальные варианты компрессора и ГТД, которые сохраняли бы свою турбины и т.д. Таким образом, выбор оптимальность при изменении КПД или параметров рабочего процесса СУ массы его узлов, а также и параметров ЛА непосредственно влияет на всю систему относительно запроектированных значений, исходных данных для проектирования, как является необходимым условием основных элементов двигателя, так и ЛА. обеспечения стабильности проектных Задаче выбора параметров авиацион- характеристик ЛА в целом. Для отыскания ных ГТД, присуща неопределённость, таких значений параметров в практике которую обусловливают многокрите- проектирования применяются различные риальность оценки эффективности методы (поиск компромиссных решений, летательного аппарата (ЛА) и много- минимизация риска проектного решения.

режимность его эксплуатации;

недоста- Решение большинства задач вектор точная определённость значений многих ной оптимизации рационально начинать с исходных проектных данных, при которой определения области компромиссов, т.е. того для части из них нельзя однозначно указать подмножества возможных решений, в Авиационная и ракетно-космическая техника котором каждое из них находится в пределах Математически множество значений допустимых отклонений локальных параметров рабочего процесса ГТД, критериев от своих оптимальных значений. принадлежащих области локально Путём определения области компромиссов оптимальных решений, определяется осуществляется сужение области поиска следующим выражением:

оптимальных решений, что способствует X i к X | Yi X opt i, bк, p Yi X, bк, p более объективному выбору окончательного y решения. Yi X opt i, bк, p, При оптимизации параметров i к авиационного ГТД с учётом бивекторного характера задачи область компромиссов где X m, к, в, Т г – вектор оптимизи можно определить как результат пере сечения подмножества параметров, руемых параметров ГТД;

bк – вектор оптимальных по разным критериям при исходных данных неоднозначной величины;

различных вариантах возможных сочетаний p – вектор детерминированных исходных исходных проектных данных. Хотя поиск данных;

i, к – коэффициенты, позволяющие области компромиссов в этом случае учесть степень важности при выборе представляет собой весьма сложную задачу, параметров, соответственно, критерия несомненным достоинством такого подхода оценки Yi и варианта сочетания исходных к учёту неопределённостей является то, что данных (bк, p), лицо, принимающее решение, имеет свободу X opt arg min Yi | Yi Fi x, bк, p, выбора и может оценить последствия Yi M 0, С ткм, а, – где множество принимаемого решения. Выбирая параметры критериев оценки.

ГТД в пределах найденной области Решения, удовлетворяющие ком компромисса, можно учитывать при этом плексу критериев с учётом неопределён конструктивные, эксплуатационно-техно ности исходных данных (области компро логические и другие неформализуемые миссов), отыскиваются как результат пере факторы.

сечения локально-оптимальных областей:

Если бы недетерминированные q r исходные данные имели вероятностное X X iк, описание, то задачу можно было бы решать i 1 к методами стохастической оптимизации. где r – количество рассматриваемых кри Однако при проектировании ГТД для териев оценки Yi;

q– количество рассмат большинства исходных проектных данных риваемых вариантов сочетания исходных неопределённой величины какой-либо закон данных неоднозначной величины.

распределения обычно отсутствует, но Для того, чтобы определить границы можно оценить (с помощью, например, гарантируемой области компромиссов, в метода экспертных оценок и созданной на пределах которой можно выбирать наиболее его основе базы знаний) вероятные пределы устойчивые значения параметров рабочего изменения этой величины. В этом случае процесса ГТД, необходимо располагать можно определить только границы методами, позволяющими априори оценить некоторой гарантируемой области наиболее неблагоприятные сочетания компромиссов, т.е. соответствующие прогнозируемых значений исходных наиболее неблагоприятным (с точки зрения проектных данных неоднозначной величины влияния на размеры области компромиссов) bк. Для этого требуется знать как величину, сочетаниям предельно возможных значений так и направление влияния возможных исходных данных. погрешностей прогноза каждого из Для оценки оптимального решения проектных данных неопределённой необходимо исследовать устойчивость величины на оптимальные значения результата, получаемого при различных параметров ГТД. При автоматизированном вариантах сочетания возможных значений проектировании такую априорную оценку исходных данных неоднозначной величины. можно осуществить на основе создания Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), соответствующей базы знаний. Без создания xопт bk xопт bбаз где xопт bk ;

такой базы знаний найти искомое сочетание xопт bбаз неоднозначных исходных данных путём, Yопт bk Yопт bбаз например, полного факторного эксперимента Yопт bk ;

типа 2n для авиационного ГТД практически Yопт bбаз невозможно, так как в этом случае число bk bбаз необходимых вариантов расчёта оптимумов bk – относительное bбаз исключительно велико (N 215…230).

изменение рассматриваемого k-того фактора.

В указанных целях наиболее целесо Полученные значения коэффициентов образно использовать заранее вычисленные чувствительности позволили ранжировать для расчётных условий полёта и исходные проектные данные для СУ и ЛА по рассматриваемых критериев эффективности степени их влияния на результаты ЛА специальные коэффициенты оптимизации ТРДД в системе ЛА по чувствительности Xopt/bк. Такие коэф рассматриваемым технико-экономическим фициенты позволяют отобрать два критериям, выделить главные (они отмечены альтернативных варианта значений в табл. 1 звёздочкой *) и второстепенные исходных данных bк, которые приводят к влияющие факторы.

смещению величины Xopt в сторону На рис. 1 в качестве примера наибольших и наименьших значений. С представлены результаты исследования этими наборами исходных данных деформации пространственных областей производится расчёт соответствующих оптимальных параметров ТРДД по критерию подмножеств оптимальных параметров для взлётной массы ЛА М0 под влиянием Yi, что позволяет найти гарантируемую в погрешностей прогнозных оценок величин условиях неопределённости область некоторых исходных данных, компромиссов.

характеризующих совершенство двигателя Путём оптимизационных расчётов с при заданной температуре газа перед помощью разработанной автоматизиро турбиной. Проведённый анализ и по другим ванной системы «АСТРА» [1] были критериям показывал, что ухудшение определены коэффициенты чув термогазодинамического совершенства ствительности оптимальных значений к, m, двигателя (например, уменьшение КПД в к изменению основных исходных компрессора высокого давления (ВД), проектных данных. Результаты расчётов увеличение потерь полного давления и т.п.) приведены в табл. 1. Там же приведены приводит как к уменьшению оптимальных соответствующие коэффициенты значений к и m и увеличению в опт, так и к чувствительности оптимальных величин сужению области оптимальных параметров целевых функций. Указанные коэффициенты ТРДД. Области оптимальных параметров чувствительности определялись следующим сужаются и при увеличении отборов воздуха образом:

на охлаждение и самолётные нужды.

xопт bk Yопт bk Kbxk ;

Kbyk, bk bk Таблица 1 – Коэффициенты чувствительности оптимальных параметров рабочего процесса ТРДД и величин M0 min, Cт·км min и aпр min к изменению некоторых исходных проектных данных по СУ и ЛА. (Мп=0,8, Нп=11км, Т*г кр=1400К, Lп=3500км) Влияющие Критерий оптимизации М0 Критерий оптимизации Ст·км Критерий оптимизации апр факторы Отклики bk к опт mопт в опт М0 min к опт mопт в опт Ст·км min к опт mопт в опт апр min вх* 0,512 8,920 4,68 -1,56 0,85 5,75 2,77 -3,25 -0,377 6,743 -3,721 -2, кс* 0,746 0,106 0,153 -0,315 0,182 0,604 -0,044 -0,652 -0,684 -0,002 0,309 -0, II 0,158 7,7 -4,22 -0,82 0,230 5,95 -4,6 -1,98 -0,056 6,042 -3,446 -0, Авиационная и ракетно-космическая техника в пол* 0,014 1,84 -0,084 -0,47 0,165 0,696 0,404 -1,080 0,032 1,513 0,144 -0, кНД пол 0,315 0,272 0,349 -0,166 0,626 -0,49 0,36 -0,34 0,343 -0,326 0,42 -0, кВД пол* 3,58 2,1 -0,604 -0,758 4,41 1,19 -0,220 -1,95 2,602 2,072 -0,716 -0, тВД пол* 1,35 0,474 0,082 -0,411 1,99 -0,215 0,191 -1,05 0,929 0,733 -0,211 -0, тНД пол -0,001 -1,41 -0,212 -0,598 0,175 0,41 0,655 -0,487 0,319 0,821 0,708 -0, г -0,093 0,045 -0,028 -0,642 0,065 0,253 -1,810 -1,59 -0,87 -0,178 -0,048 -0, сI 0,074 -0,166 -0,26 -0,485 0,98 -0,353 -0,258 -0,95 -0,163 -0,41 -0,354 -0, сII* 0,334 7,26 -2,53 -1,99 1,05 2,99 -0,65 -4,32 0,9 8,76 -3,431 -2, ркВД* 3,84 -1,92 0,338 -0,138 4,77 -0,244 0,165 -0,498 3,575 0,35 0,223 -0, НД* 2,94 0,016 1,21 -0,791 4,98 1,26 0,265 -1,96 3,347 0,53 1,173 -0, отб сам* 4,17 2,03 -0,175 -1,36 5,32 -0,42 0,739 -3,09 3,123 0,564 0,569 -1, mВД* 3,12 0,324 0,118 -0,755 4,49 -0,568 0,342 -2,01 2,513 0,443 -0,003 -0, СхМГ* -0,02 -0,54 0,262 0,073 -0,062 -0,259 0,106 0,166 -0,021 -0,431 0,216 0, Кпл 0,426 0,153 -0,057 -1,15 0,337 0,096 -0,046 -2,32 -0,124 0,054 -0,008 -1, Ксу, Кс -0,5 0,162 0,074 0,256 -0,317 0,002 0,023 0,228 -0,13 0 -0,012 0, 0,042 -0,02 0,005 1 -0,215 -0,022 0,023 2,01 0,165 -0,009 0,007 1, Gпл SудГСМ - - - - - - - - 0,095 0,028 -0,012 0, SGдв - - - - - - - - -0,138 -0,075 0,03 0, ТАМ дв - - - - - - - - 0,134 0,01 0,006 -0, ТАМ пл - - -. - - - - - 0,017 0,009 -0,005 -0, Рис. 1. Влияние неопределённости данных по потерям в турбокомпрессоре ТРДД на области его оптимальных параметров по критерию М0 при Мп=0,8, Нп=11км, Кпл=18,3, Lп=3300км, Мкн=16,7т, Т*г кр=1400К, Y=1%.

1 – база, 2 – в = -4%, 3 – кВД = 4%, 4 – тВД = -4%, 5 – тНД = -3% Проведённые расчётные исследования компромиссных решений существуют уже показали, что при оптимизации параметров при отступлении от экстремума на величину ТРДД по комплексу критериев области Yi, не превышающую обычных Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), критериальных допусков (Y 2%), если ГТД оказывается рациональным погрешность прогнозных оценок важнейших минимаксный принцип оптимальности, показателей термогазодинамического позволяющий быстро сузить область поиска совершенства двигателя (лм пол, сII, II, охл) и гарантирующий надёжность выбираемого оптимального решения Хо:

не превышает 0,5 – 1%. В то же время допустимая величина погрешности Y min max i f X, Yi, i, bk, p X о.

прогнозных оценок таких показателей i X Y совершенства СУ и ЛА как Кпл, М пл, Сх мг, В этом случае отыскивается минимум Ксу может быть почти на порядок выше. тех величин критериальных отклонений Результаты указанных исследований в Y Y Y i к к min, которые максимальны при обобщённом виде позволили сформировать Yк min базу знаний, предназначенную для интеллектуальной поддержки проектиров- всех рассматриваемых вариантах критериев щика при решении задач оптимизации па- оценки ЛА Yi и исходных данных раметров рабочего процесса ГТД в САПР. однозначной (p) и неоднозначной (bk) Если в случае наиболее неблагопри- величин с учётом "веса" каждого критерия i.

ятного сочетания исходных данных область Отыскание области пересечения компромиссов не образуется, то для подмножеств оптимальных значений па сближения непересекающихся подмножеств раметров ГТД по разным критериям оценки можно ввести характеристики приоритета, в условиях неопределённости исходных используя весовые коэффициенты для данных является наиболее сложным этапом главных влияющих факторов. расчётов. При этом в случае бивекторных Одна из возможных ситуаций при задач трудность решения в значительной определении области компромиссов – степени зависит от числа оптимизируемых "выпадение" оптимальной области по од- параметров. Если число оптимизируемых ному из критериев из области пересечений. параметров ГТД не превышает одного-двух, В этом случае данный критерий можно то решение имеет сравнительно простой вид, перевести в ограничения, т.е. оговорить его так как отыскиваемые в условиях допустимый уровень. Теоретически неопределённости пересечения областей – возможен предельный случай – полное плоские (рис. 1). При числе оптимизируемых отсутствие пересечений оптимальных параметров более двух, искомые области областей для всех рассматриваемых становятся пространственными или гипер критериев. При этом можно использовать пространственными. В этом случае методы принцип оптимальности, заключающийся в определения области компромиссов выделении главного критерия. В этом случае существенно усложняются.

проводят скалярную максимизацию главного На заключительном этапе лицо, критерия эффективности при условии, что принимающее решения, осуществляет выбор уровень остальных критериев параметров ГТД в пределах найденной эффективности должен быть не меньше области устойчивых оптимальных решений.

допустимого (например, главный критерий Для этого определяется та её часть, которая Мкн, ограничение – по величинам Мсу+т и свободна от проектных ограничений:

Ст·км). Следует заметить, что при Х св.нв хнв | хнв хнв, Z огр ( х ) С z.

оптимизации параметров авиационных ГТД Здесь Zогр – вектор рассматриваемых этот случай обычно встречается крайне ограничений. На рис. 2 показан характерный редко.

вид таких ограничений по габаритным Если же получаемая при этом область размерам Dмг, шуму EPN, эмиссии EI, срокам компромиссов оказывается слишком создания Tсозд и стоимости жизненного широкой, то для того, чтобы её сузить и цикла Sж.дв. Область Xсв.нв на рис. 2 показана найти наиболее устойчивые значения па штриховкой.

раметров ГТД, можно использовать какой либо принцип оптимальности. В большинстве случаев для выбора параметров Авиационная и ракетно-космическая техника постановления Правительства РФ №218 от 09.04.2010.

Библиографический список 1. Ткаченко, А.Ю. Автоматизированная система термогазодинамического расчёта и анализа (АСТРА-4) газотурбинных двигателей и энергетических установок [Текст] / А.Ю. Ткаченко, В.С. Кузьмичев, В.В. Кулагин, И.Н. Крупенич, В.Н. Рыбаков // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: материалы докладов Рис. 2. Определение зоны области компромиссов, междунар. науч.-техн. конф. 28-30 июня свободной от проектных ограничений 2011г. – Самара: СГАУ, 2009. – В 2 Ч. Ч2 - С.

Работа выполнена при финансовой 80-82.

поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании INFLUENCE OF THE INITIAL DESIGN DATA UNCERTAINTY ON THE CHOICE OF OPTIMAL WORKING PROCESS PARAMETERS OF GAS TURBINE ENGINE © 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. Korolov (National Research University) Influence of the initial design data uncertainty on the choice of optimal working process parameters of gas turbine engine is described.

Optimization, working process, gas turbine engine, the uncertainty of initial data, the choice of parameters.

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 расчета 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.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Кулагин Виктор Владимирович, кандидат технических наук, профессор кафедры теории двигателей летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, начальный уровень проектирования ГТД, идентификация математических моделей ГТД. E-mail: kulvv@ssau.ru.

KuzmichevVenedikt 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 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 004.9+621.431. ОПТИМИЗАЦИЯ КОНСТРУКЦИИ ДИФФУЗОРА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ РАСЧЁТОВ В CAE СИСТЕМАХ © 2012 М. Ю. Орлов, В. С. Зинковский, С. С. Матвеев Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет) Рассмотрены пути решения специфичных проблем, которые возникают при использовании компьютерных технологий проектирования диффузоров камер сгорания ГТД.

Камеры сгорания, диффузор, суперкомпьютерные технологии, обеспечение расчётов.

Основные характеристики экологическим, срывным и некоторыми современных авиационных ГТД напрямую другим характеристикам. Камера сгорания зависят от организации рабочего процесса включает в себя ряд основных элементов камеры сгорания (КС). Соответственно к (рис.1). Конструкция каждого элемента проектированию КС выдвигаются влияет на реализуемый в конкретной камере повышенные требования, включающие в рабочий процесс и, соответственно, на себя требования по аэродинамическим, характеристики двигателя в целом.

Рис. 1.Основные элементы КС ГТД:

1-топливная форсунка, 2- фронтовое устройство, 3- отверстия первичной зоны,4- жаровая труба, 5- щель для охлаждающей завесы, 6- внешний кольцевой канал, 7- внутренний кольцевой канал, 8- отверстия зоны разбавления, 9- корпус,10- отверстия промежуточной зоны, 11- воздушный заверитель,12- воздухозаборник, 13- диффузор Диффузор камеры сгорания должен полноту сгорания топлива. В результате обеспечивать преобразование скоростного неполного сгорания топлива может иметь напора потока воздуха в давление с место заброс температур в локальных минимальными потерями и создавать участках на выходе из КС, что в свою устойчивое равномерное поле скорости очередь ведёт к образованию прогаров перед жаровой трубой. Суммарные потери лопаток турбины, а также влияет на полного давления влияют на расходтоплива экологические характеристики двигателя.

в ГТД, так как равномерное поле скорости Следовательно, проектирование и перед жаровой трубой и распределение оптимизация конструкции диффузоров КС воздуха по кольцевым каналам повышают Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), является важной задачей при создании преддиффузорной части и степенью двигателя. диффузорности (табл.1), При выборе При разработке перспективной профиля диффузоров расстояние от входа в малотоксичной КС одного из двигателей диффузор до фронтовой плиты сохранялось было решено подобрать оптимальную неизменным. Угол раскрытия на начальном конструкцию диффузора с точки зрения как участке был принят равным 7,4 град, а обеспечения минимального уровня потерь степень диффузорности не превышала 2,06.

давления, так и выбросов окислов азота Принципиально конструкции диффузоров (NOX). Для исследования с использованием отличались длиной преддиффузора и численного моделирования было выбрано способом его профилирования, а также пять различных конструкций диффузоров формой корпуса КС в области диффузора.

(варианты 1-5), отличавшихся длиной Таблица 1- Геометрические характеристики диффузоров Длина Расстояние от Степень Вид Вариант № преддиффузор преддиффузора до диффузорности преддиффузора а фронтовой плиты 1 1,82 167 90 Прямой 2 1,54 110 147 Прямой 3 2,00 167 90 Профилированный 4 2,06 192,8 64,2 Профилированный 5 1,80 192,8 64,2 Профилированный Расчет течений в диффузорах 1/27 реальной КС, на основе которой путём выполнялся в программном пакете ANSYS выделения газодинамической области была на многопроцессорном персональном создана неструктурированная сеточная компьютере и суперкомпьютере «Сергей расчётная модель. Первоначально были Королёв», имеющих следующие основные выполнены расчёты для «холодной характеристики. Персональный компьютер: продувки» камеры сгорания, процессор Intel(R) Core™ i7 CPUX980 @ соответствующей стендовым испытаниям, с 3.33 GHz, оперативная память - 24 ГБ. целью оценки её аэродинамического Суперкомпьютер «Сергей Королев»: 896 совершенства. В качестве модели процессоров 2хIntelXeon X5560, 2.80GHz;

турбулентности была выбрана реализованная общая оперативная память 1,3125 Тб. в Ansys Fluent полуэмпирическая модель k Realizable. Начальные условия для расчёта Геометрическая модель диффузора представляла собой 3D модель, созданную в приведены в табл. 2.

пакете NX и соответствующую сектору в Таблица 2 - Начальные условия для моделирования течения в КС с условиями «холодной продувки»

(соответствуют секторной модели 1/27 реальной камеры) Положение Параметр Размерность Значение* граничной зоны Массовый расход воздуха кг/с 0, Вход в КС Полная температура воздуха К Авиационная и ракетно-космическая техника Интенсивность турбулентности % Гидравлический диаметр м 0, Осредненное по площади статическое Выход из КС Па давление воздуха Массовый расход подбирался из В ходе расчёта с условиями условия обеспечения значения приведенной «холодной продувки» были получены следующие результаты (табл. 3).

скорости в диффузоре =0,311.

Таблица 3 – Основные результаты численного расчёта Вариант Вариант Вариант Вариант Вариант Параметр Размерность 1 2 3 4 Расчётная приведённая - 0,311 0,311 0,311 0,311 0, скорость на входе в диффузор Расчётные потери полного давления в % 1,62 1,81 1,32 1,25 1, диффузоре Расчётные потери полного давления в % 5,96 6,03 5,8 4,57 5, КС Из табл. 3 видно, что по величине потери, обусловленные образованием суммарных потерь полного давления в крупных зон завихрений.

камере сгорания вариант №4 имеет Затем был выполнен расчёт КС для условий, наилучшие показатели, а для варианта №2 соответствующих взлётному режиму характерны самые высокие (табл.4).

Таблица 4 - Начальные условия для взлётного режима Положение граничной Параметр Размерность Значение* зоны Вход в КС Полное давление воздуха Па Полная температуравоздуха К Интенсивность турбулентности % Гидравлический диаметр м 0, Массовая концентрация О2 % Массовая концентрация N2 % Выход из КС Массовый расходвоздуха кг/с 3, сигнальный параметр – полная температура В качестве критерия сходимости при на выходе. Так как при решении задачи в расчёте процессов горения был использован стационарной постановке её значение на Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), выходе из КС по итерациям не изменялось, графики изменения полного давления и его это свидетельствовало о сошедшемся потерь по длине жаровой трубы, решении. Полученные в результате расчёта представлены на рис. 2.

3, Потери полного давления, % 3 Вариант 2, Вариант Вариант 1, Вариант 0,5 Вариант 0,46 0,52 0,58 0,64 0,7 0,76 0,82 0,88 0,94 Относительная длина КС Рис. 2. График изменения потерь полного давления в жаровой трубе Из рисунка видно, что качественное температуры. Радиальная неравномерность изменение этих характеристик по длине поля температур определялась по формуле камеры сгорания аналогично для всех (рис.3):

рассмотренных вариантов диффузоров. T j max Tк, max h = Между тем значения потерь полного T Г Tк давления на выходе из завихрителей max фронтового устройства отличаются для где h - максимальная радиальная различных вариантов диффузоров. Это неравномерность поля температур;

связано с организацией течения в T j max - максимальная из средних диффузорах и разницей потерь полного давления для каждого из них. Резкое температур в радиальной эпюре;

увеличение потерь полного давления Tк - температура воздуха на входе в наблюдается во фронтовой плите, где КС;

происходит сильное искривлений линий тока, и в зоне горения за завихрителями, что TГ - среднеарифметическая связано с подводом тепла к рабочему телу. температура по результатам замера поля.

Перераспределение расходов воздуха между зоной горения и зоной разбавления повлияло на характеристики выходного поля Авиационная и ракетно-космическая техника Вариант диффузора № Вариант диффузора Номер пояса № Вариант диффузора № Вариант диффузора № Вариант диффузора № 0,8 0,9 1 1,1 1, Радиальная неравномерность температуры газа Рис. 3. Эпюра радиальной неравномерности поля температур на выходе из КС Из приведённой эпюры видно, что Расчеты выбросов NOx вначале положение зоны с высокой температурой не проводились для камеры сгорания с изменяется в зависимости от варианта диффузором № 4, имеющим наименьшие диффузора. Отсюда следует вывод о том, что потери полного давления в КС при расчёте конструкция диффузора для данной КС без горения.В качестве расчётных режимов практически не влияет на вид поля были выбраны взлётный и крейсерский, температур на выходе, а доводка камеры начальные условия для последнего сгорания по этому параметру должна представлены в табл. 5.

осуществляться за счёт оптимизации распределения воздуха в зоне смешения.

Таблица 5 - Начальные условия для крейсерского режима Положение граничной Параметр Размерность Значение* зоны Вход в КС Полное давление воздуха Па Полная температура воздуха К Интенсивность турбулентности % Гидравлический диаметр м 0, Массовая концентрация О2 % Массовая концентрация N2 % Выход из КС Массовый расход воздуха кг/с 3, На взлётном режиме распределение В соответствии с расчётами на базе модели температур в объёме ЖТ отличается от распыла топлива, предложенной Шмидтом, распределения температур на крейсерском на взлётном режиме имеет место более режиме (рис.4). При этом структура течения мелкое распыливание, что ведёт к быстрому и относительные расходы газа в жаровой испарению капель топлива из-за высоких трубе принципиально не меняются (рис.5). параметров рабочего тела на входе в КС (Тк, Это может быть связано с Pк*).

перераспределением топлива в зоне горения.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), а) Крейсерский режим б) Взлётный режим Рис. 4. Распределение температур в объёме ЖТ а) взлетный режим б) крейсерский режим Рис. 5. Линии тока в продольном сечении КС Рассчитанные характеристики камеры Далее расчёты по оценке выбросов сгорания с диффузором №4 на взлётном и NOx на крейсерском режиме были крейсерском режимах работы двигателя выполнены для всех вариантов диффузоров показали, что концентрация NOx для них на (табл. 6).

выходе из КС равны 567 и 476 ppm.

Таблица 6 - Эмиссионные характеристик КС с различными вариантами диффузоров Вариант диффузора №1 №2 №3 №4 № Концентрация NOx на выходе из КС, ppm 87% 84% 100% 65% 99% Таким образом, в рамках конструкции диффузоров КС проведённого исследования удалось выбрать продемонстрировали возможность их оптимальную конструкцию диффузора эффективного использования на практике.В малотоксичной КС, обеспечивающую настоящее время проводятся работы по невысокие потери полного давления и верификации данных численного минимальный уровень выбросов NOх. моделирования расчёта диффузоров на базе Расчёт, выполненный для условий, экспериментальных данных и доработки соответствующих взлётному режиму, используемой методики расчёта с целью показал, что конструкция диффузора для достижения требуемой точности.

проектируемой КС не влияет на вид эпюры радиальной неравномерности поля температур на выходе из неё. Разработанные подходы к расчёту и выбору оптимальной Авиационная и ракетно-космическая техника OPTIMIZATION OF DESIGN DIFFUSER OF GTE COMBUSTION CHAMBER WITH USING CAE-SYSTEMS © 2012 M. Y. Orlov, S. S. Matveev, V. S. Zinkovskiy Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolov (National Research University) When using computer technology design of diffuser combustion chambers GTE specific problems arise, solutions are considered in this paper.

GTE combustion chamber, diffuser, computer-aided design, computer-aided engineering, high-performance computing, support modeling.

Информация об авторах Орлов Михаил Юрьевич, кандидат технических наук, доцент кафедры теплотехники и тепловых двигателей, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail:

adler65@mail.ru. Область научных интересов: рабочий процесс в КС ГТД, образование и выброс вредных веществ.

Матвеев Сергей Сергеевич, инженер, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: sergey2160@mail.ru. Область научных интересов: применение CAE/CAD-технологий в расчётах процессов горения и турбулентных течений.

Сергеевич, инженер, Самарский государственный Зинковский Виктор аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: ttr2005@mail.ru. Область научных интересов:


методы моделирования камер сгорания ГТД, процессов горения и смесеобразования.

Orlov Michail Yuryevich, Candidate of Technical Science, associate professor of the head of heat engineering and heat-engine department of Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolov (National Research University). E-mail: adler65@mail.ru. Area of research: experimental researchof combustion chambers, emissionsand formation of hazardous substances.

Matveev Sergey Sergeevich, Engineer of Laboratory of Scientific and Educational Center of gas dynamic Research of Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolov (National Research University). E-mail: sergey2160@mail.ru. Area of research:

application of CAE / CAD-technologies in the processes of combustion and turbulent flows.

Zinkovskiy Victor Sergeevich, Engineer of Laboratory of Scientific and Educational Center of gas dynamic Research of Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolov (National Research University. E-mail: ttr2005@mail.ru. Area of research:

combustion, mixing.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 629.7.036. ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ПОСЛЕДНЕЙ СТУПЕНИ МНОГОСТУПЕНЧАТОГО КОМПРЕССОРА НА ЕГО ХАРАКТЕРИСТИКИ И СТРУКТУРУ ПОТОКА © 2012 Г. М. Попов, А. В. Кривцов, Д. А. Колмакова Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Исследовано влияние на КПД компрессора применения рабочих лопаток с антивибрационными полками и профилем Шварова по сравнению с обычными лопатками. Изменение КПД компрессора количественно оценено на четырёх режимах его работы.

Антивибрационная полка, характеристики компрессора, КПД.

Вопрос повышенных динамических напряжениями рабочих лопаток на напряжений в рабочих лопатках характеристики компрессоров компрессоров занимает одно из важнейших газотурбинных двигателей. В качестве мест в общей проблеме обеспечения объекта исследования рассматривался надёжности авиационных двигателей. пятиступенчатый компрессор ГТД с Стойки опор можно отнести к основным расположенной за ним опорой.

причинам возникновения деформации В качестве базовой конструкции потока в близлежащих лопаточных венцах и, рассматривался компрессор с применением как следствие, появления повышенных антивибрационной полки на рабочем колесе динамических напряжений в рабочих пятой ступени (рис. 1). В данном случае лопатках. В настоящее время существует ряд применение антивибрационной полки способов (как прочностных, так и является вынужденным мероприятием по газодинамических) снижения динамических снижению влияния нерациональной напряжений [1]. конструкции опоры компрессора на рабочие Целью работы является оценка влияния лопатки.

методов борьбы с высокими переменными Рис. 1. Меридиональное сечение КСД универсального газогенератора Базовая расчётная модель, созданная в При построении была использована типа О4Н соответствии с чертёжной геометрией в сетка с топологией с NUMECA Fine Turbo, представляет собой совпадающими узлами на поверхностях секторную модель компрессора, каждый периодичности, основные параметры сетки лопаточный венец моделировался только всей расчётной области и области одним межлопаточным каналом, с антивибрационной полки приведены на рис.

наложенными на его боковые поверхности 3 и 4, соответственно. Размер элемента ближайшего к стенке равнялся 0,002-0, условиями периодичности (рис. 2). При мм, что позволило обеспечить фактор роста построении геометрии расчётной области в О-подслое от 1 до 1,25 в зависимости от моделировались галтели и радиальные зазоры. венца.

Авиационная и ракетно-космическая техника Рис. 2. Пространственная геометрия расчётной области КСД с антивибрационной полкой Рис. 3. О4Н-топология для всей расчетной Рис. 4. О4Н-топология для области области антивибрационной полки Количество элементов для всех качестве расчётной сетки. На рис. лопаточных венцов (ЛВ) по высоте лопатки приведена сетка конечных элементов для и для области полки было принято равным 5РК с антивибрационной полкой.

57 и 89, соответственно, по высоте Все расчёты проводились в радиального зазора - 17. Размер элемента, стационарной постановке. Число Куранта – ближайшего к торцу лопатки и поверхностям Фридрихса - Леви для всех расчётов меридиональных обводов, составляет 0,003 принималось равным 3. В качестве рабочего мм. В направлении к стенкам введено тела при расчётном исследовании рабочего сгущение сетки. Итоговая полная процессора компрессора использовался пространственная сетка расчётной модели идеальный газ со свойствами сухого воздуха.

каскада компрессора (рис. 5) содержит В расчётах учтена зависимость теплоёмкости 7601909 элементов. Среднее количество и динамической вязкости от температуры. В элементов в каждом ЛВ составляет 542994. ходе расчётов использована модель Минимальный угол скошенности составляет турбулентности k-epsilon (Low Re Yang Shih).

17,8. Данная величина говорит о хорошем Рис. 5. Внешний вид пространственной сетки конечных Рис.6. Сетка конечных элементов для элементов 5РК с антивибрационной полкой На входе в расчётную область В результате расчёта базового варианта задавалась осреднённая в окружном компрессора были получены его направлении эпюра полного давления, характеристики на четырёх режимах работы величина полной температуры и (рис. 7, 8).

направление потока относительно оси Анализ данных рисунков свидетельствует о компрессора. На выходе - величина высоком качестве построенной расчётной статического давления на втулке. Изменение модели компрессора: расчётные давления вдоль радиуса рассчитывалось с характеристики хорошо согласуются с помощью уравнения радиального экспериментальными данными.

равновесия.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 3. к * 3. 3. 2. 2. 2. 2. 2. 1. 1. 34 39 44 49 54 0,64 0,73 0,82 0,91 Рис. 7. Напорная характеристика базового варианта компрессора Сплошные линии – расчетные напорные характеристики;

Пунктирные линии – экспериментальные напорные характеристики 0. 0. 1% 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 35 40 45 50 55 0,64 0,73 0,82 0,91 Рис. 8. Напорная характеристика базового варианта компрессора Сплошные линии – расчетные КПД-характеристики;

Пунктирные линии – экспериментальные КПД-характеристики Вместе с характеристиками в рассмотрены два варианта изменения результате расчётов были получены поля проточной части компрессора:

распределения всех основных параметров 1. Применение профиля Шварова для потока во всех точках проточной части рабочих лопаток пятой ступени.

базового варианта компрессора. На рис. 9 2. Использование лопаток пятого приведены поля чисел Маха в направляющего аппарата с различными относительном движении для каждого ЛВ. углами установки.

На рис. 10 приведено значение параметра y+ Для оценки КПД изменённых на стенках расчётной области. На рис. 11 - вариантов проточной части компрессора значение параметра y+ вблизи были построены две расчётные модели, антивибрационной полки. Среднее значение отличающиеся от базовой модели только y+ по всей расчётной области составляет 1,1, указанными выше моментов.

максимальное не превышает 5,1, что говорит Однако для второго варианта о высоком качестве построенной расчётной модернизации следует отметить, что сетки. введение «разноугловицы» незначительно В качестве альтернативных методов по повлияет на интегральное распределение борьбе с высокими переменными параметров между лопаточными венцами.

напряжениями рабочих лопаток были Кроме того, данный вариант модернизации позволяет отказаться от применения Авиационная и ракетно-космическая техника антивибрационной полки на пятом рабочем колесе.

Рис. 9. Поле относительных чисел Маха в базовом варианте компрессора в сечении 5% по высоте проточной части Рис. 10. Распределение параметра y+ в расчётной Рис. 11. Распределение параметра y+ на области лопатке 5РК с антивибрационной полкой Для всех изменённых вариантов Что касается КПД-характеристики, то исполнения компрессора расчётным путём здесь можно говорить о приросте КПД на были получены напорная и КПД 0,2% при применении профиля Шварова и о характеристики на четырёх режимах работы приросте КПД компрессора от 0,5% (на (рис. 12 и 13). Для сравнения на рисунках высоких режимах работы) до 1% (на низких приведены напорная и КПД характеристики режимах) при отказе от антивибрационной базового варианта исполнения компрессора. полки.

Из анализа напорных веток следует, Что касается сравнения что для всех вариантов геометрии характер модернизированных вариантов между собой, протекания напорных кривых практически то из графиков следует, что применение одинаков. Для базового варианта и варианта профиля Шварова позволяет избежать таких проточной части компрессора с профилем значительных проигрышей в КПД: на Шварова на 5РК наблюдается снижение высоких режимах работы профиль Шварова приведённого расхода через компрессор по практически не проигрывает обычной сравнению с вариантом конструкции без лопатке, на низких режимах применение антивибрационной полки. Причём снижение профиля Шварова приводит к снижению расхода сильнее проявляется при низких КПД компрессора примерно на 0,5%.

оборотах.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 3. к* 3. 3. 2. 2. 2. 2. 1. 35 40 45 50 0,64 0,73 0,82 0,91 Рис. 12. Сравнение напорных характеристик базового и модернизированных вариантов компрессора Штрихпунктирные линии – напорные характеристики базового варианта компрессора Сплошные линии – напорные характеристики компрессора без антивибрационной полки на 5РК;

Пунктирные линии – напорные характеристики компрессора с профилем Шварова на 5РК 0. 0. 1% 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0,64 0,73 0,82 0,91 35 40 45 50 Рис. 13. Сравнение КПД-характеристик базового и модернизированных вариантов компрессора Штрихпунктирные линии – КПД-характеристики базового варианта компрессора Сплошные линии – КПД-характеристики компрессора без антивибрационной полки на 5РК;


Пунктирные линии – КПД-характеристики компрессора с профилем Шварова на 5РК Рис. 14. Поле относительных чисел Маха в КСД без антивибрационной полки на 5РК в сечении 5% по высоте проточной части Авиационная и ракетно-космическая техника Рис. 15. Поле относительных чисел Маха в КСД с с профилем Шварова на 5РК в сечении 5% по высоте проточной части Работа выполнена при финансовой Постановления Правительства РФ №218 от поддержке Правительства Российской 09.04.2010.

Федерации (Минобрнауки) на основании окружной неоднородности газового потока Библиографический список 1. Шкловец, А.О. Расчет вынужденных [Текст] / А.О. Шкловец, Г.М. Попов, Д.А.

колебаний лопаток рабочего колеса Колмакова // Известия Самарского научного компрессора авиационного газотурбинного центра Российской академии наук. - Том 14, двигателя, возникающих от действия №1(2). – 2012. - С.517-520.

INVESTIGATION OF EFFECTS OF MULTISTAGE COMPRESSOR FINAL STAGE BLADING SHAPE ON COMPRESSOR PERFORMANCE AND FLOW PATTERN © 2012 G. M. Popov, A. V. Krivtsov, D. A. Kolmakova Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University) The influence of rotor blades with anti-vibration shroud and Shvarov's profile compared to conventional blades on compressor efficiency is investigated. The variation of compressor efficiency is quantitatively evaluated at operation modes.

Anti-vibration shroud, the compressor characteristics, efficiency.

Информация об авторах инженер, Самарский государственный Попов Григорий Михайлович, аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: grishatty@mail.ru. Область научных интересов:

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

Кривцов Александр Васильевич магистрант, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: a200009@rambler.ru. Область научных интересов:

моделирование рабочих процессов тепловых машин.

Колмакова Дарья Алексеевна, магистрант, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: kolmakova.daria@gmail.com. Область научных Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, рабочие процессы ВРД.

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

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.

Kolmakov Daria Alekseevna, magistrand, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University), e-mail: kolmakova.daria@gmail.com.

Area of research: workflows in turbomachines, computational fluid dynamics, work processes of the jet engines.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 621.45. ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ ПЕРВЫХ СТУПЕНЕЙ СЕМИСТУПЕНЧАТОГО КОМПРЕССОРА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ © 2012 Г. М. Попов, В. Н. Матвеев, О. В. Батурин, Д. А. Колмакова Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет) Проведена оптимизация многоступенчатого компрессора ГТД за счёт изменения углов установки лопаток направляющих аппаратов трёх ступеней. В результате оптимизации достигнуто повышение КПД компрессора на 0,3% на одном из основных режимов работы.

Оптимизация, характеристики компрессора, параметрическая модель.

Доводка компрессоров газотурбинных доводке компрессоров ГТД. Современные двигателей является сложной научно- методы и программы оптимизации, такие как технической задачей [1]. В процессе её IOSO, позволяют при решении задачи решения конструктору необходимо варьировать сотней переменных для учитывать противоречивые требования достижения высоких показателей газодинамической эффективности, эффективности узлов и надёжности ГТД в надёжности и ресурса. Как правило, данный целом.

процесс носит итеративный характер: В статье приведён опыт применения осуществляется доводка конкретного программного комплекса IOSO при элемента базовой конструкции и оптимизации 7-ступенчатого компрессора оценивается, как данное изменение повлияет ГТД. Целью оптимизации было повышение на эффективность узла двигателя в целом. КПД компрессора на крейсерском режиме за Однако в реальных условиях из-за счёт оптимизации геометрических сложности рабочих процессов в параметров направляющих аппаратов компрессорах ГТД отслеживать такие первых трёх ступеней.

изменения непросто. Решение задачи оптимизации можно Развитие численных методов разделить на следующие этапы:

существенно ускорило процесс разработки и постановка задачи доводки узлов ГТД. Современные оптимизации;

программы CFD-моделирования, такие как создание параметрической NUMECA и ANSYS CFX, позволяют геометрической модели исследуемого узла;

проводить численный эксперимент по создание расчётной модели;

исследованию течения рабочего тела в запуск и решение задачи лопаточных машинах. При этом течение газа оптимизации;

описывается с минимальными допущениями обработка результатов расчёта.

при помощи уравнений Навье-Стокса. Постановка задачи оптимизации Благодаря развитию вычислительной В качестве объекта оптимизации был техники расчёты занимают сравнительно выбран семиступенчатый компрессор небольшое время, что делает возможным высокого давления (КВД) ГТД (рис. 1).

применение методов оптимизации при Рис.1. Исследуемый КВД Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), В ходе решения задачи использовался компрессора (рис. 2) и разбиения её сеткой только один критерий оптимизации: КПД конечных элементов во встроенном компрессора в рабочей точке на крейсерской сеткопостроителе программы Numeca – Auto режиме работы ( nпр =1). Ограничение на Grid. Вся цепочка действий (запуск программ, запись файлов и построение положение рабочей точки (по расходу сетки) выполняется связанно, с помощью воздуха G и степени повышения давления ) на характеристике компрессора не программы оптимизации IOSO.

к Параметрическая модель КВД накладывалось.

включает в себя домены, соответствующие В качестве переменных были приняты ВНА, РК, НА и средней опоре углы установки лопаток направляющих рассматриваемого компрессора. Модель – аппаратов первой ступени (НА1), второй секторная, включающая по одному ступени (НА2) и третьей ступени (НА3).

межлопаточному каналу каждого Диапазоны изменения углов установки лопаточного венца (ЛВ).

определялись из условия нахождения Описание расчётной модели втулочного профиля в пределах замка Для решения задачи оптимизации лопатки.

была создана базовая расчётная модель Создание параметрической модели компрессора.

КВД Сетка расчётной модели КВД Параметризация КВД была содержала 8183960 элементов (рис. 3).

выполнена с использованием программы Среднее количество элементов в каждом ЛВ «Профилятор» [2], разработанной на кафедре составляло 495000 элементов. Размер теории двигателей летательных аппаратов элемента, ближайшего к стенке, в расчётной СГАУ. Данная программа позволяет модели был равен 0,001 мм, что создавать на основе текстового файла, обеспечивало значение безразмерного содержащего основные параметры профиля параметра y+ на стенках, равное 1.

лопатки, файлы исходных данных для построения геометрической модели Рис.3. Сетка конечных элементов в Рис.2. Пространственная геометрия расчётной области межлопаточных каналах НА1, РК2 и НА КВД В качестве рабочего тела направляющих аппаратов (НА) проводился в использовался идеальный газ со свойствами стационарной системе координат.

сухого воздуха. В расчётах учтена Передача параметров потока между зависимость теплоёмкости и динамической венцами осуществлялась с помощью вязкости рабочего тела от температуры. интерфейса Mixing Plane с осреднением Расчёт всех рабочих венцов параметров в окружном направлении.

проводился во вращающейся системе В качестве граничных условий на координат. Скорость вращения входе в расчётную область задавался соответствовала выбранной частоте профиль полного давления, осреднённый в вращения ( nпр =1). Расчёт неподвижной окружном направлении, полная температура и направление потока относительно оси проточной части: опоры, входного КВД. На выходе из КВД задавалась направляющего аппарата (ВНА) и всех величина статического давления на втулке. В Авиационная и ракетно-космическая техника (рис. 4 и 5). На графиках под Gпр понимается ходе расчётов была использована модель турбулентности k-epsilon (Low Re Yang- отношение расхода в расчётной точке к Shih). расходу в текущей точке на характеристике.

Для проверки адекватности созданной На рис. 6 и 7 показаны характеристики, модели были получены расчётные соотнесённые по приведённому характеристики компрессора и проведено их относительному расходу сравнение с экспериментальными данными 1. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0.8 0.85 0.9 0.95 1 1. экспериментальные данные расчетные данные Рис.4. КПД-характеристики базового варианта КВД 1. 1. 1. 1. 0. 0. 0. 0. 0.8 0.85 0.9 0.95 1 1. расчетные данные экспериментальные данные Рис.5. Напорные характеристики базового варианта КВД Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), настройки решателя оставались 1. постоянными на всех этапах решения задачи.

Запуск и решение задачи оптимизации Для решения поставленной задачи 0. был создан автоматизированный интегрированный расчётный комплекс под управлением программы-оптимизатора IOSO 0. (оптимизация). Данная программа, являясь ядром расчётного комплекса, предназначена 0. для запуска остальных программ, открытия рабочих файлов, сохранения изменений в 0. проекте расчёта, анализа результатов и непосредственно для самой оптимизации.

Программа «Профилятор» включена в 0. 0.9 0.95 1 1. расчётный комплекс для осуществления экспериментальные данные расчетные данные профилирования корректируемых лопаток с учётом изменяющихся углов установки, а Рис.6. КПД-характеристики базового варианта КВД, также для получения файлов, позволяющих соотнесенные по расходу воздуха построить расчётные области вокруг лопаток.

Анализ характеристик свидетельствует В сеткогенераторе Auto Grid 5 на о высоком качестве построенной расчётной основе файлов, полученных в программе модели КВД: расчётные характеристики «Профилятор», создавалась новая и качественно согласуются с корректировалась уже построенная сетка экспериментальными данными (наблюдается конечных элементов с учётом изменений, сходный характер протекания КПД и заложенных в исходных фалах.

напорных линий). Погрешность по расходу Программный комплекс Numeca Fine между экспериментальными и расчётными Turbo применялся для расчёта рабочего линиями в области запирания на напорной процесса в компрессоре по созданной характеристике не превышает 3%.

расчётной модели.

1. Последовательно под управлением 1. программы IOSO выполнялся следующий 1. алгоритм:

1. задание в файле программы «Профилятор», описывающем геометрию лопатки, начального значения угла 0. установки профиля каждой корректируемой 0. лопатки;

0. создание в программе 0. «Профилятор» для каждой корректируемой 0. лопатки файла с разрешением.geomturbo, необходимого для построения расчётной 0. 0.9 0.95 1 1. области домена вокруг изменяемой лопатки;

экспериментальные данные расчетные данные запуск в программе Auto Grid проекта сетки базовой расчётной модели;

Рис.7. Напорные характеристики базового варианта КВД, замена базовой геометрии лопаточных соотнесенные по расходу венцов НА1, НА2, НА3 на Все изменения, внесённые в скорректированную;

построение сетки созданную расчётную модель в ходе конечных элементов, сохранение проекта;

решения задачи оптимизации, касались запуск построенной расчётной только указанных выше венцов – НА1, НА2, модели на решение с настройками, НА3. Остальные параметры модели, Авиационная и ракетно-космическая техника соответствующими базовой модели самостоятельно для одного из сочетаний компрессора. варьируемых параметров. Один из В результате решения задачи компьютеров являлся главным формировался MF-файл, в котором управляющим модулем. Он собирал данные содержались все важнейшие интегральные о ходе оптимизации со всех компьютеров, характеристики рассчитываемого формировал оптимизируемую функцию и компрессора, включая его КПД. Программа задавал новые значения варьируемых IOSO считывала с заданной позиции в параметров – углов установки НА первой, данном файле значение КПД компрессора. второй и третьей ступеней.

Программа оптимизации обрабатывала При решении задачи оптимизации в полученные данные и выдавала значения сеть было объединено пять компьютеров.

варьируемых переменных (углов установки Для поиска оптимального решения лопаток НА). Затем описанная выше оптимизатору потребовалось 102 обращения последовательность выполнялась вновь с к расчётной модели (рассчитано новыми значениями варьируемых различных сочетания варьируемых переменных. переменных). Общее время расчёта На выполнение одной такой составило более 150 часов компьютерного оптимизационной итерации требуется времени. История поиска показана на рис. 8.

порядка 3…3,5 часов. Главным образом, Характерно, что начиная с 45 итерации, время затрачивается на расчёт рабочего вычисляемая величина КПД мало меняется, процесса в компрессоре. По этой причине что говорит о завершении процесса решение проводилось с помощью оптимизации. На рис. 9 приведено программы параллельной оптимизации IOSO повышение КПД в зависимости от номера PM. При этом на каждом из компьютеров обращения.

описанная выше цепочка выполнялась Рис.8. История поиска при решении задачи оптимизации углов установки НА1, НА2, НА С помощью описанной выше компрессора, которое позволило получить технологии было найдено такое сочетание максимальный выигрыш в КПД при углов установки направляющих лопаток сохранении неизменными других элементов первой, второй и третьей ступеней конструкции КВД.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 0. 0. VКПД 0. 0. Номер обращения Рис.9. Повышение кпд при решении задачи оптимизации Обработка полученных результатов первых трёх ступеней КВД приводит к Для окончательного варианта с следующим результатам:

найденными углами установки профиля НА КПД компрессора первых трёх ступеней КВД был проведён увеличивается примерно на 0,3% при расчёт напорных и КПД характеристик при =0,95 и =1;

двух значениях относительной приведённой газодинамические запасы частоты вращения: =0,95 и =1. устойчивости КВД существенно не Результаты расчётов представлены на рис. 10 меняются;

и 11. Для сравнения на рисунках приведены приведённый расход воздуха характеристики базового варианта КВД. через компрессор снижается в среднем на 0, Из анализа характеристик следует, кг/с, что составляет примерно 1,3% от что уменьшение угла установки лопаток НА расхода воздуха через КВД.

1. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0.86 0.88 0.9 0.92 0.94 0.96 0.98 1 1. исходная конфигурация оптимизированная конфигурация Рис.10. КПД характеристики базового и оптимизированного вариантов КВД Авиационная и ракетно-космическая техника 1. 1. 1. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0.86 0.88 0.9 0.92 0.94 0.96 0.98 1 1. исходная конфигурация оптимизированная конфигурация Рис.11. Напорные характеристики базового и оптимизированного вариантов КВД Таким образом, при оптимизации многоступенчатого компрессора, КВД были решены следующие задачи: позволившие на расчётном режиме увеличить КПД каскада на 0,3%.

построена расчётная модель Работа выполнена при финансовой семиступенчатого компрессора высокого поддержке Правительства Российской давления;

Федерации (Минобрнауки) на основании проведено расчётное Постановления Правительства РФ №218 от исследование рабочего процесса в КВД для 09.04.2010.

базовой модели и модели с откорректированными лопатками НА первых Библиографический список трёх ступней;

1. Egorov, I. N., Optimization of the gas найдены значения углов turbine engine parts using methods of numerical установки корректируемых лопаток НА, simulation [Текст] / I.N. Egorov, M.L.

позволяющие повысить КПД компрессора;

Kuzmenko, Yu.N. Shmotin, K.S. Fedechkin // получены характеристики ASME paper GT2007-28205.

компрессора для базовой модели, проведено 2. Дмитриева, И.Б. Автоматизация их сравнение с экспериментальными создания объёмной модели пера лопатки в данными;

ANSYS TurboGrid на базе традиционного получены характеристики представления его геометрии [Текст] / И.Б.

компрессора для модели с Дмитриева, Л.С. Шаблий // Вестник откорректированными лопатками первых Самарского государственного трёх ступеней компрессора. аэрокосмического университета имени Выполненная работа дала академика С.П. Королёва. – Самара, 2011. – возможность определить оптимальные №3 (27). Часть 3. – С. 106-111.

значения углов установки направляющих лопаток первых трёх ступеней OPTIMIZATION OF AIRCRAFT SEVEN STAGE COMPRESSOR FIRST STAGES PARAMETERS © 2012 G. M. Popov, V. N. Matveev, О. V. Baturin, D. A. Kolmakova Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University) Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), The optimization of multistage compressor of gas turbine engine is considered. Optimization was performed by changing the guide vanes angles of three stages. As a result the increasing of compressor efficiency by 0.3% was achieved on one of the main modes of operation.

Optimization, compressor characteristics, parametric model.

Информация об авторах инженер, Самарский государственный Попов Григорий Михайлович, аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). Е-mail: grishatty@mail.ru. Область научных интересов:

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

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.

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.

Колмакова Дарья Алексеевна, магистрант, Самарский государственный аэрокосмический университет, Е-mail: kolmakova.daria@gmail.com. Область научных интересов: рабочие процессы в лопаточных машинах, вычислительная газовая динамика, рабочие процессы ВРД.



Pages:     | 1 |   ...   | 4 | 5 || 7 | 8 |   ...   | 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.