Что такое газогенератор в турбореактивном двигателе

Анализ шума авиационного двигателя посредством имитационного моделирования

На протяжении многих лет снижение шума авиадвигателя было приоритетной задачей для авиационной промышленности. Конечно, минимизация излучения шума требует понимания шума двигателя. Эта задача может стать достаточно трудной из-за сложной природы авиационных систем и конфигураций. Мы используем модель трубы авиационного двигателя для более глубокого рассмотрения акустического поля в авиационных двигателях.

Что же это за шум?

Отправляясь в аэропорт или проезжая мимо него, вы, вероятно, могли наблюдать, как самолет, готовясь к посадке, летит прямо над головой. Чаще всего мы восхищаемся видом авиалайнера, летящего так низко над землей, но кое-что еще привлекает внимание. Это звук, который производит самолёт. Мы видим его перед приземлением в течение одного короткого мгновения, а представьте, каково это жить неподалёку от аэропорта и слышать этот звук время от времени в течение дня. С этой точки зрения понятно, почему проблема авиационного шума стала такой распространённой темой для беспокойства.

С тех пор как это стало общественной проблемой в 60-х годах 20-го века, новые постановления и изыскания привели к разработке более тихого самолёта. Одним конструктивным элементом, который оказался успешным в рамках этого процесса, стал турбореактивный двигатель с высокой степенью двухконтурности. Особенность этих используемых в большинстве самолётов двигателей — это вентилятор, который захватывает поступающий воздух. По мере того как воздух проходит через вентилятор, часть поступает в камеру сгорания, а оставшаяся часть обтекает двигатель. По сравнению с предшествовавшим турбореактивным двигателем, в котором весь воздух проходит через газогенератор, турбовентиляторный двигатель создает меньше авиационного шума, а также обеспечивает более сильную тягу на низких скоростях.

Турбовентиляторный двигатель CFM56. (“CFM56 P1220759” автор David Monniaux. Лицензировано Creative Commons Атрибуция – На тех же условиях 3.0, с помощью Викисклада).

С этой улучшенной технологией двигателя следующим шагом становится анализ акустического поля турбовентиляторного двигателя в качестве попытки оптимизировать его конструкцию. Для этого мы можем начать имитацию.

Моделирование шума авиационного двигателя

Для анализа шума авиадвигателя мы можем использовать модель потока в контуре двигателя в пакете COMSOL Multiphysics. Особенность этой модели — аксиально симметричная труба внутри турбовентиляторного двигателя. Это приближенная модель впускной камеры турбовентиляторных двигателей линейки CFM56 (эти двигатели достаточно часто используются в авиалайнерах). В этом примере предполагается, что поток воздуха является сжимаемым, безвихревым, невязким и имеет постоянную энтропию. При моделировании с линеаризованными уравнениями потенциального потока акустическое поле выглядит как возмущения на поверхности фонового потока. С учётом этого поля давления и скорости связаны напрямую и выводятся из так называемого потенциала скорости.

Геометрия контура.

В этой модели z = 0 это исходная плоскость и местоположение вентилятора в реальной конфигурации двигателя. Источник шума находится на этой границе. В то же время z = L представляет собой носовое окончание двигателя и известно как плоскость впуска. Переменные R₁ и R₂ показывают контуры обтекателя и стенки воздуховода.

В этом исследовании мы моделируем случаи со сжимающимся вихревым фоновым потоком и без него. С числом Маха M = -0.5 (поток в отрицательном z направлении) и M = 0 (нет потока), соответственно. В ходе анализа также сравнивается применение твёрдой и морщинистой стенок внутри контура двигателя.

Результаты

В первую очередь модель решает фоновый поток, предполагается, что он стационарный. В таком случае подходящий акустический источник получен (дан распространяющийся нормальный режим). Наконец акустическое поле найдено.

Для случая со средним фоновым потоком (M = -0.5) было обнаружено, что потенциал скорости постоянный за пределами терминальной плоскости (контурные линии на иллюстрации ниже). Кроме того, отклонения в значении средней плотности (из-за того, что воздушного поток сжимающийся) наиболее распространились в неоднородных зонах геометрии воздуховода. Таких, как верхушка обтекателя. Эти отклонения выделены красным и синим цветами на рисунке ниже.

Иллюстрация поля среднего потока для исходной плоскости M = -0.5. Цветные поверхности соответствуют фоновой плотности и контурные участки потенциалу скорости.

Теперь, используя эти результаты, мы можем вычислить нормальные режимы для акустического поля в источнике шума. С этим можно представить определенную составляющую источника шума двигателя на данной частоте. График ниже отображает итоговый контур потенциала скорости для первого осевого граничного режима в исходной плоскости при M = -0.5 и M = 0.

График показывает итоговый контур потенциала скорости для самого тихого режима.

Когда у нас уже есть фоновый поток и источник, задача акустического поля может быть решена. Результаты (ниже) можно сравнить с результатами для аналогичной системы, описанной авторами Rienstra и Eversman (2001).

В случаях без фонового потока, распределения акустического давления для обеих (твёрдой и морщинистой) стенок были хорошо соотносились с результатами полученными Rienstra и Eversman. В случае со средним потоком и твёрдой стенкой результаты хорошо сочетаются с другими решениями. Как бы то ни было, в случае морщинистой стенки появилось несколько заметных несовпадений, а именно рядом с исходной плоскостью. Эти отличия можно объяснить расхождением в определении источника шума. В этой модели, режим источника был получен для случая твёрдой стенки трубы, в то время как в сравниваемых результатах моделирования использовался источник шума адаптированный к акустической подложке.

Распределение давления в акустическом поле для твёрдой (верхней) и морщинистой (нижней) стенки трубы в случаях без слабого потока (M = 0).

Распределение давления в акустическом поле для твёрдой (верхней) и морщинистой (нижней) стенки трубы в случаях со средним потоком (M = -0.5).

Модель, представленная тут, очень концептуальна, но она может быть потенциально расширена для большего количества сложных ситуаций. Моделируя эти системы, возможно оптимизировать форму определенных частей контура двигателя и основных свойств, чтобы уменьшить распространение звука. Такая оптимизация должна конечно идти рука об руку с контролем свойств потока для того чтобы не ухудшать производительность двигателя.

Воздушная система запуска малоразмерного газотурбинного двигателя

• Статья
• Об авторе
• Cited By

Аннотация

Ключевые слова

Для цитирования:

Калиниченко А.И. Воздушная система запуска малоразмерного газотурбинного двигателя. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2016;(3):61-66. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-61-66

For citation:

Kalinichenko A.I. Air starting system of small-size gas turbine engine. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2016;(3):61-66. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-61-66

В настоящее время перспективным БЛА не­обходим компактный малой массы газотур­бинный двигатель, способный к быстрому запуску и развитию высокой удельной тяги в широком диапазоне условий эксплуатации. Масса и размеры системы запуска могут со­ставлять значительную часть двигателя, в осо­бенности если требуется ускоренный многоразовый запуск.

Основными требованиями, предъявляе­мыми к системе запуска ГТД БЛА, являются:

• мгновенный или ускоренный запуск до максимального режима;
• надежность запуска в различных ус­ловиях;
• малая масса;
• компактность;
• удобство обслуживания;
• безопасность применения;
• низкая стоимость.

Существующие маршевые ГТД, имею­щие одноразовый ускоренный запуск, обору­дованы пиротехнической системой запуска, соответствующей большей части предъявляе­мых требований за исключением требований по безопасности, возможности многократного использования системы и ГТД на БЛА, а также низкой себестоимости.

В АО «Омское мотостроительное кон­структорское бюро» (АО «ОМКБ») в качестве альтернативного варианта, соответствующего указанным требованиям, разработана система воздушного запуска с непосредственной подачей сжатого воздуха на рабочие лопатки турбины.

Задача усложнена тем обстоятельством, что исходя из особенностей применения ГТД на БЛА масса системы запуска должна быть минимальной. Это накладывает ограничения на допустимый объем баллона для сжатого воздуха.

При проведении работ были поставлены следующие задачи:

• установить зависимость оборотов рас­крутки ротора от объема баллона и давления воздуха;
• рассчитать минимальную частоту рас­крутки ротора, при которой осуществляется надежный и безопасный запуск изделия;
• определить мощности турбины и ком­прессора на различных частотах вращения при их совместной работе без подачи топлива в камеру сгорания (на режимах так называемой холодной прокрутки);
• вычислить мощность, подводимую к ротору от пускового устройства.

Для отработки технических решений была изготовлена установка, позволяющая ис­пользовать металлокомпозитные баллоны типа БК-2-300С различной емкости.

В данной работе были последовательно использованы баллоны емкостью 0,007, 0,004, 0,003 и 0,002 м 3 . Воздушная система испыта­тельного стенда позволяла заряжать баллоны воздухом с давлением до 24,5 МПа. Работа по проверке запусков от воздушной систе­мы проводилась на газогенераторе двигателя ТРДД-50БЭ

Программа работ была построена таким образом, что перед каждым запуском двигателя проводилась холодная прокрутка (ХП) ротора (результаты ХП двигателя показаны на рис. 1). Полученные материалы показывают ожидае­мую качественную зависимость оборотов мак­симальной раскрутки ротора от емкости балло­на и давления содержащегося в нем воздуха.

Для количественной оценки максималь­ной частоты вращения в зависимости от объ­ема баллона (рис. 2) рассмотрено влияние объема баллона на максимальные обороты раскрутки ротора при фиксированном давлении в нем 19,6 МПа. Полученная зависимость была аппроксимирована уравнением

n_max19,6 = — 0,3401V 2 + 5,934V + 9,2326. (1)

Рис. 2. Зависимость максимальных оборотов рас­крутки от объема баллона

Для оценки влияния давления в баллоне на максимальные обороты раскрутки ротора на рис. 3 приведены указанные величины в от­носительных единицах. Здесь по оси абсцисс отложено относительное давление в баллоне р_отн = р_бал /19,6, по оси ординат — отношение частоты вращения при заданном давлении к частоте вращения при давлении в баллоне Р_бал = 19,6 МПа. По данным рис. 3 все экспериментальные точки достаточно плотно ложат­ся на линию, описываемую уравнением

Рис. 3. Зависимость частоты вращения от давления воздуха

Приведенные материалы позволяют про­гнозировать максимальную частоту раскрутки ротора при произвольных значениях объема баллона и начальном давлении воздуха.

Например, если объем баллона равен 0,0045 м 3 , а давление воздуха в нем равно 17,6 МПа, расчет по формуле (1) и (2) показы­вает, что относительная частота вращения составит n_отн = 0,914.

Выборка материалов по удачным запу­скам газогенератора от баллонов емкостью 0,007, 0,004 и 0,003 м 3 приведена в табл. 1, в нее также включены данные по одному удачному запуску от баллона емкостью 0,002 м 3 .

Экспериментальные и расчетные значения параметров, при которых обеспечивается надежный запуск

Турбореактивный двухконтурный двигатель содержит биротативный вентилятор, расположенный в канале наружного контура и ограниченный с внешней стороны мотогондолой, а также газогенератор и реверсивное устройство с отклоняющими решетками. На выходе из канала наружного контура установлено сопло с подвижным в осевом направлении кожухом. Обтекатель газогенератора двигателя выполнен с шарнирной створкой, соединенной с исполнительным механизмом. Отношение наружного диаметра сопла на выходе из канала наружного контура к наружному диаметру биротативного вентилятора по входной кромке первой по потоку воздуха лопатки равно 1÷1,5. Отношение минимального диаметра обтекателя газогенератора на срезе сопла к максимальному наружному диаметру обтекателя газогенератора на срезе сопла равно 1,05÷1,3. Отношение проходной площади отклоняющих решеток реверсивного устройства к проходной площади отверстий в створках и между створок обтекателя газогенератора в режиме реверсивной тяги двигателя равно 3÷10. Изобретение повышает экономичность, надежность и снижает вес турбореактивного двухконтурного двигателя путем увеличения взлетной тяги и снижения гидравлических потерь за счет уменьшения наружного диаметра биротативного вентилятора, регулирования проходной площади сопла и уменьшения кривизны внешней поверхности мотогондолы. 3 ил.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с биротативным вентилятором, расположенным в канале наружного контура и ограниченный с внешней стороны мотогондолой, а также газогенератором, отличающийся тем, что дополнительно снабжен реверсивным устройством с отклоняющими решетками, на выходе из канала наружного контура установлено сопло с подвижным в осевом направлении кожухом, а обтекатель газогенератора двигателя выполнен с шарнирной створкой, соединенной с исполнительным механизмом, при этом

D_c — наружный диаметр сопла на выходе из канала наружного контура;

D_в — наружный диаметр биротативного вентилятора по входной кромке первой по потоку воздуха лопатки;

d_в — минимальный диаметр обтекателя газогенератора на срезе сопла;

d_к — максимальный наружный диаметр обтекателя газогенератора на срезе сопла;

F_p — проходная площадь отклоняющих решеток реверсивного устройства;

f_отв — проходная площадь отверстий в створках и между створок обтекателя газогенератора в режиме реверсивной тяги двигателя.