Метод и средства доводки системы запуска авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Зубанов Василий Михайлович

• Зубанов Василий Михайлович
• кандидат наук
• 2021

Оглавление диссертации кандидат наук Зубанов Василий Михайлович

ВВЕДЕНИЕ

1 АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ИССЛЕДУЕМОГО ВОПРОСА

2 МЕТОДИКА СОГЛАСОВАНИЯ РАБОТЫ ВСПОМОГАТЕЛЬНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И ВОЗДУШНОГО ТУРБОСТАРТЕРА

3 МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ РАСКРУТКИ РОТОРА ПРИ ЗАПУСКЕ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

3.1 Математическая модель раскрутки ротора

3.2 Анализ математической модели раскрутки ротора при запуске газотурбинного двигателя

4 АЛГОРИТМ И ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

5 ВАЛИДАЦИЯ ЧИСЛЕННЫХ МОДЕЛЕЙ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И ПОЛУЧЕННЫХ С ИХ ПОМОЩЬЮ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБИНЫ ВОЗДУШНОГО ТУРБОСТАРТЕРА

6 МЕТОД РАСЧЕТНОЙ ДОВОДКИ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ЕГО АПРОБАЦИЯ

6.1 Метод расчетной доводки системы запуска ГТД на базе воздушного турбостартера с учетом режимных ограничений

6.2 Апробация метода расчетной доводки системы запуска газотурбинного двигателя

6.2.1 Расчетная доводка двухступенчатой турбины ТСВ со штатной ВСУ

6.2.2 Расчетная доводка одноступенчатой турбины ТСВ со штатной ВСУ

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

126

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Метод и средства доводки системы запуска авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования. Запуск авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) является важным режимом, который во многом определяет безопасность, эффективность эксплуатации и надежность двигателя и летательного аппарата в целом. Запуск авиационного ГТД представляет собой раскрутку ротора двигателя от неподвижного состояния в наземных условиях или от режима авторотации в полете до режима малого газа.

Для запуска ГТД применяется комплекс, включающий в себя пусковую систему и систему запуска камеры сгорания, взаимодействующий с топливной системой, системой автоматического управления (САУ) и системой энергоснабжения двигателя.

На подавляющем большинстве отечественных и зарубежных пассажирских и транспортных самолетах для запуска двигателей применяется воздушная система на базе турбинных пусковых устройств (воздушных турбин). Для ее функционирования используется сжатый воздух, отбираемый либо от вспомогательной силовой установки (ВСУ) самолета, либо от ранее запущенного двигателя, либо от аэродромной установки воздушного запуска. В состав турбинного пускового устройства входят турбостартер воздушный (ТСВ), а также регулирующая и отсечная заслонки.

К турбинным пусковым устройствам предъявляются следующие основные требования:

- обеспечение возможности совместной работы ВСУ и ТСВ во всем диапазоне условий их эксплуатации;

- обеспечение раскрутки ротора ГТД до частоты вращения малого газа за определенный небольшой период времени;

- выполнение конструкции в виде одного или двух отдельных агрегатов, допускающих быструю замену в процессе технического обслуживания;

- обеспечение безопасной эксплуатации, ограничение максимального крутящего момента на выходном валу турбины ТСВ и ее максимальной частоты вращения;

- наличие аварийной системы отключения при возникновении нештатных условий и параметров работы;

- обеспечение минимальных массы и габаритов;

- низкая стоимость изготовления и технического обслуживания.

Приведенные выше требования необходимо учитывать при создании,

модернизации и доводке современных конкурентноспособных турбинных пусковых устройств.

Таким образом, при модернизации и доводке турбинных пусковых устройств необходимо предусмотреть взаимное влияние разнообразных факторов на совместную работу ВСУ и ТСВ, ограничения на максимальные величины крутящего момента и частоты вращения вала ТСВ, а также на время раскрутки ротора ГТД до частоты вращения режима малого газа.

Поскольку в процессе доводки авиационного ГТД создаются различные модификации двигателя, то для каждого варианта двигателя приходится находить свое время запуска т3. Причем определение времени т3 необходимо выполнять на всех режимах работы ВСУ при различной высоте полета, температуре окружающей среды, углах установки входного направляющего аппарата ВСУ. При экспериментальной доводке это очень трудоемкий процесс, который требует использования специальных высотных установок. Снизить трудоемкость указанного процесса могут позволить технологии расчетной доводки. Исходя из вышесказанного, актуальной является задача разработки метода расчетной доводки системы запуска авиационного ГТД на базе воздушного турбостартера, позволяющего обеспечивать необходимые значения параметров системы запуска за приемлемое время и без больших материальных затрат.

Степень разработанности темы. Проведенный анализ литературы показал, что в настоящее время выполнено довольно большое количество исследований, так или иначе связанных с определением параметров системы запуска авиационного

ГТД на базе воздушного турбостартера. Следует отметить работы коллективов фирм и университетов ПАО «ОДК-САТУРН», ПАО «ОДК-КУЗНЕЦОВ», ЦИАМ им. П.И. Баранова, АО «ОДК-АВИАДВИГАТЕЛЬ», АО «ОДК-СТАР», РГАТУ, УГАТУ, Самарского университета, Пхоханского университета науки и технологии (Республика Корея), Нанкинского университета аэронавтики и астронавтики (Китай) и других. Проблемам определения характеристик осевого компрессора в области запуска ГТД посвящены труды авторов Червонюк В.В., Мухаммедова Н.А., Гайдай М.С., Добродеева Н.А. и других. Существенный вклад в изучение рабочих процессов пусковых приводных турбин внесли Быков Н.Н., Емин О.Н., Митрохин В.Т., Шерстюк А.М., Зарянкин А.Е., Наталевич А.С., Тихонов Н.Т., Матвеев В.Н. и другие. Задачами запуска ГТД занимались Иноземцев А.А., Сандрацкий В.И., Кривошеев И.А. и другие. В последние годы проблеме оптимизации рабочих процессов лопаточных машин уделяли большое внимание Егоров И.Н., Федечкин К.С., Попов Г.М., Чарльз Хирш и другие.

Тем не менее, анализ отечественных и зарубежных исследований показал, что, несмотря на наличие работ, посвященных определению параметров системы запуска авиационного ГТД, немного исследований посвящено системам запуска при использовании воздушного стартера. В настоящее время отсутствует однозначная методика согласования работы ВСУ и ТСВ, также как и работы по доводке систем запуска газотурбинных двигателей на базе воздушных турбостартеров. Основная причина этого заключается в том, что системой запуска ГТД занимаются по остаточному принципу, в результате чего применяемые сегодня на ГТД турбостартеры далеки от совершенства: обладают недостаточной надежностью, эффективностью, мощностью и повышенной массой.

Цель работы: Повышение эффективности системы запуска авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера за счет разработки метода и средств расчетной доводки системы запуска с использованием численных моделей рабочего процесса пусковых турбин.

Задачи работы:

1 Создать методику согласования работы вспомогательной силовой установки и воздушного турбостартера.

2 Разработать и проанализировать математическую модель раскрутки ротора газотурбинного двигателя и создать программное обеспечение расчета основных параметров запуска ГТД.

3 Разработать численные модели рабочего процесса турбин воздушных турбостартеров, позволяющих определять характеристики пусковых турбин, и провести их валидацию.

4 Создать метод расчетной доводки системы запуска ГТД.

5 Апробировать разработанный метод расчетной доводки системы запуска ГТД на примере воздушных турбостартеров ГТД семейства НК.

Объект и предмет исследования. Объект исследования - процессы в системе запуска ГТД. Предмет исследования - система запуска авиационного газотурбинного двигателя на базе воздушного турбостартера.

Научная новизна:

1 Разработана методика согласования работы вспомогательной силовой установки и воздушного турбостартера, отличающаяся видом представления расходных характеристик ВСУ с магистралью и ТСВ. Расходная характеристика ТСВ применяется в виде зависимости параметра расхода от степени понижения давления турбины при неподвижном роторе. Расходная характеристика ВСУ с воздушной магистралью представляет собой зависимость параметра расхода, вычисляемого по значениям расхода, полного давления и полной температуры на выходе из магистрали, от отношения полного давления на выходе из воздушной магистрали к атмосферному давлению.

Методика позволяет оценивать возможность совместной работы ВСУ и ТСВ. В случае отрицательной оценки предлагаются пути обеспечения совместной работы ВСУ и ТСВ, а в случае положительной - находятся значения параметров воздушного потока в системе запуска.

2 Разработана математическая модель раскрутки ротора ГТД, отличающаяся от известных учетом переходных процессов открытия заслонки воздушного стартера, розжига топливо-воздушной смеси и снижением интенсивности роста крутящего момента турбины двигателя при достижении режима малого газа.

3 Составлен алгоритм расчета основных параметров запуска ГТД, отличающийся применением разработанной математической модели раскрутки ротора, и позволяющий определять время запуска двигателя и максимальный крутящий момент на валу пусковой турбины.

4 Впервые установлена зависимость длительности запуска от параметров модели раскрутки ротора ГТД, а именно:

- времени открытия воздушной заслонки ТСВ;

- интервала времени достижения равенства крутящих моментов на валу турбины и компрессора двигателя после розжига камеры сгорания;

- максимального значения коэффициента соотношения крутящего момента на валу турбины и компрессора двигателя;

- передаточного отношения редуктора между валом турбокомпрессора и валом турбины ТСВ.

5 Разработан метод расчетной доводки системы запуска ГТД, отличающийся методикой согласования работы ВСУ и ТСВ, математической моделью раскрутки ротора и алгоритмом определения основных параметров системы запуска ГТД.

Теоретическая и практическая значимость работы. Теоретическая значимость результатов работы заключается в развитии методов моделирования процессов системы запуска авиационных ГТД на базе воздушных турбостартеров, в частности, процесса раскрутки ротора двигателя и рабочего процесса пусковых турбин.

Применение созданного метода на практике дает возможность определять параметры рабочего процесса воздушных стартеров при совместной работе с существующими и перспективными вспомогательными силовыми установками.

Разработанный метод позволяет осуществлять расчетную доводку с учетом режимных ограничений за небольшое время при наличии проблем обеспечения показателей системы запуска авиационного ГТД, установленных техническим заданием (ТЗ).

На программное обеспечение, разработанное для определения параметров совместной работы ВСУ с ТСВ с целью нахождения моментной характеристики турбины ТСВ и времени запуска ГТД, получено свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ № 2019663216.

Результаты работы были использованы при комплексной модернизации системы запуска одного из газотурбинных двигателей ПАО «ОДК-Кузнецов». Для запуска двигателя было проработано применение одноступенчатого и двухступенчатого ТСВ со штатной ВСУ. Созданный метод расчетной доводки системы запуска ГТД на базе воздушного турбостартера был внедрен в учебный процесс на кафедре теории двигателей летательных аппаратов имени В.П. Лукачева Самарского национального исследовательского университета имени академика С.П. Королева.

Методы исследования. Для решения поставленных задач использованы методы теории турбомашин, математического моделирования и вычислительной математики. Численное моделирование рабочего процесса пусковых турбин выполнялось в программном комплексе вычислительной газовой динамики c использованием осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса в пространственной постановке. Процесс оптимизации осуществлялся с помощью программного комплекса IOSO, основанного на технологии Indirect Optimization on the base of Self-Organization (непрямая оптимизация на основе самоорганизации).

Положения, выносимые на защиту:

1 Методика согласования работы вспомогательной силовой установки и воздушного турбостартера.

2 Математическая модель раскрутки ротора газотурбинного двигателя, учитывающая переходные процессы открытия заслонки воздушного стартера,

розжига топливо-воздушной смеси и снижения интенсивности роста крутящего момента турбины двигателя при достижении режима малого газа.

3 Алгоритм определения времени запуска двигателя и максимального крутящего момента на валу пусковой турбины.

4 Зависимости длительности запуска от параметров модели раскрутки ротора ГТД, а именно:

- времени открытия воздушной заслонки ТСВ;

- интервала времени достижения равенства крутящих моментов на валу турбины и компрессора двигателя после розжига камеры сгорания;

- максимального значения коэффициента соотношения крутящего момента на валу турбины и компрессора двигателя;

- передаточного отношения редуктора между валом турбокомпрессора и валом каскада двигателя.

5 Метод расчетной доводки системы запуска ГТД.

Достоверность полученных результатов.

Достоверность полученных результатов обусловлена использованием для моделирования рабочего процесса пусковых турбин сертифицированного коммерческого программного комплекса NUMECA FINE/Turbo, базирующегося на широко применяемых в вычислительной газовой динамике осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, а также совпадением результатов численного моделирования рабочего процесса исследуемых воздушных турбин с экспериментальными данными.

Апробация результатов исследования.

Результаты работы были доложены на: международном молодежном форуме «Будущее авиации и космонавтики за молодой Россией» (г. Жуковский, Россия, 2019 г.); международной молодежной научной конференции «XXIV Туполевские чтения (школа молодых ученых)» (г. Казань, Россия, 2019 г.); международной молодежной научной конференции «XV Королевские чтения» (г. Самара, Россия, 2019 г.), международной конференции XXI International Conference Complex Systems: Control and Modeling Problems (CSCMP) 2019 (г. Самара, Россия, 2019 г.),

международной конференции 10th International Conference on Simulation and Modeling Methodologies, Technologies and Applications (SIMULTECH) 2020 (онлайн-конференция, 2020 г.), международной конференции The 4th International Conference on Mechanical, System and Control Engineering (ICMSC 2020) (онлайн-конференция, г. Казань, Россия, 2020 г.), международной специализированной выставке и конференции ASME TURBO EXPO 2021 (онлайн-конференция, 2020 г.), международной конференции AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum (онлайн-конференция, 2020 г.), V Всероссийском молодежном научном форуме «Наука будущего - наука молодых» (г. Москва, Россия, 2020 г.), международной научно-технической конференции по авиационным двигателям International Conference on Aviation Motors (ICAM 2020) (г. Москва, Россия, 2021 г.).

Публикации.

По теме диссертации опубликовано 12 статей в журналах, рекомендованных ВАК, в том числе 9 статей в изданиях, индексируемых в базе данных Scopus, получено 3 свидетельства о регистрации программ для ЭВМ.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения, списка литературы из 67 наименований. Текст диссертации содержит 133 страницы, 76 рисунков и 6 таблиц.

1 АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ИССЛЕДУЕМОГО ВОПРОСА

Запуск авиационного ГТД является важным режимом, который во многом определяет безопасность, эффективность эксплуатации и надежность двигателя и летательного аппарата в целом. Запуск авиационного ГТД представляет собой раскрутку ротора двигателя от неподвижного состояния в наземных условиях или от режима авторотации в полете до режима малого газа.

Для запуска ГТД применяется комплекс, включающий в себя пусковое устройство и систему запуска камеры сгорания, взаимодействующий с топливной системой, САУ и системой электроснабжения двигателя [1]. Для надежного запуска двигателя работа всех названных устройств должна быть согласована между собой.

Пусковое устройство предназначено для раскрутки ротора ГТД до частоты вращения, при которой обеспечивается надежное воспламенение топлива в камере сгорания (КС) и турбина ГТД начинает развивать мощность на валу ротора ГТД, достаточную для его дальнейшей раскрутки. Пусковое устройство является частью пусковой системы ГТД, включается и отключается по сигналам САУ ГТД. Поскольку пусковое устройство предназначено для раскрутки ротора двигателя на первом этапе запуска, то главной характеристикой пускового устройства является крутящий момент, создаваемый на роторе двигателя [2].

На большинстве ГТД пусковое устройство связано с ротором двигателя через кинематический привод и размещается на коробке приводов двигателя. Для однороторных двигателей применяется также прямой привод, когда пусковое устройство размещается в коке компрессора и непосредственно соединяется с ротором ГТД. Применение прямого привода пускового устройства позволяет уменьшить массу, сократить габариты двигателя и упростить его кинематическую схему.

Согласно [3], пусковые устройства должны удовлетворять следующим требованиям.

1 Обеспечить раскрутку ротора ГТД до частоты вращения малого газа за ограниченный период времени во всех заданных условиях эксплуатации.

2. Конструкция должна быть выполнена в виде отдельного законченного агрегата.

3 В пусковом устройстве должно быть обеспечено автоматическое соединение-рассоединение с ротором ГТД.

4 Пусковые устройства должны содержать аварийные системы их отключения при возникновении нештатных ситуаций или превышении допустимых значений параметров работы в процессе запуска ГТД.

5 Пусковые устройства должны иметь минимальные массу и габариты, низкую стоимость изготовления и обслуживания.

6 В пусковых устройствах должны использоваться те же марки горючесмазочных материалов, что и в ГТД.

Классификация пусковых устройств согласно [3] приведена на рисунке 1.1.

Рабочее тело (вид энергии):

Рисунок 1.1 - Классификация пусковых устройств

Пусковые устройства по типу привода бывают кинематическими и некинематическими (аэродинамическими). В кинематических устройствах передача крутящего момента от ротора выходного вала пускового устройства

осуществляется механически через коробку приводов, или напрямую на вал ротора высокого давления ГТД. В аэродинамических (некинематических) пусковых устройствах крутящий момент передается на ротор газотурбинного двигателя, а именно на рабочие лопатки турбины или компрессора, в результате взаимодействия лопаток с потоком рабочего тела (сжатого воздуха).

Использование определенного типа пускового устройства зависит от назначения двигателя, потребной мощности для раскрутки его ротора, а также от особенностей объекта применения.

На современных авиационных газотурбинных двигателях широкое применение нашли воздушные, электрические, гидравлические и турбокомпрессорные пусковые устройства. Выбор типа устройства раскрутки в значительной степени зависит от имеющегося на летательном аппарате типа источника энергии, а также от величины необходимой мощности пускового устройства и времени запуска двигателя.

Для запуска ГТД крутящий момент, создаваемый пусковым устройством на валу каскада двигателя, должен быть больше момента его сопротивления. Крутящий момент пускового устройства в процессе раскрутки ГТД постоянно меняется, поскольку запуск является переходным процессом. Время запуска большинства используемых в настоящее время ГТД составляет 15...90 секунд и зависит от величины момента инерции ротора ГТД и его пусковых характеристик.

Масса стартера находится в прямой зависимости от потребной мощности для запуска ГТД. При проектировании летательного аппарата необходимо учитывать массу канала системы запуска, то есть массу системы запуска, приходящуюся на один ГТД. Масса канала системы запуска состоит из массы пускового устройства, источника питания, аппаратуры пускового устройства одного канала, аппаратуры центрального управления системой запуска, дополнительной коммутационной аппаратуры системы и элементов зашиты режима запуска. Оценка массы канала системы запуска выполняется по показателю относительной массы, который представляет собой отношение ее массы к выходной мощности пускового устройства. Относительная масса системы запуска характеризует совершенство

системы запуска и должна иметь небольшое значение. Для электрических систем запуска эта величина составляет 6,5.. .20 кг/кВт, для воздушных - 4,7.. .8,0 кг/кВт [1], для турбокомпрессорных - 0,5. 1,5 кг/кВт [2].

Ранее для запуска ГТД часто использовали наземные пусковые установки JASU или impingement starter. Сегодня применение таких установок нашло продолжение в универсальных UNIJASU, которые используются в ВМС США [4]. Однако уже много десятков лет назад был сделан вывод о том, что с точки зрения эффективности, универсальности и надежности запуска наиболее предпочтительной является система запуска двигателя, построенная на основе воздушной турбины, механически связанной с ротором ГТД и получающей сжатый воздух от компрессора ВСУ (рисунок 1.2). К достоинствам такой системы относится: небольшая относительная масса, простота конструкции и др. [2, 5]. Среди недостатков систем запуска с ТСВ следует отметить необходимость в ВСУ, как в источнике сжатого воздуха для работы турбины. Однако данный недостаток не является критическим, поскольку ВСУ на борту самолета решает множество других задач, например, обеспечивает работу системы кондиционирования при работе на земле и подготовке к вылету.

На современных многодвигательных самолетах пассажирской и транспортной авиации, где для надежного запуска необходимо использование пусковых устройств с располагаемой мощностью более 20 кВт, широкое распространение получили турбинные стартеры воздушные (ТСВ). Основными преимуществами турбинных пусковых устройств являются относительная простота конструкции, надежность и малая удельная масса. Под надежностью системы запуска с ТСВ понимается возможность обеспечения повторного запуска двигателя при любых окружающих условиях (в том числе и в полете). Такая возможность важна не только для военных, но и для гражданских самолетов. Для уменьшения вероятности развития аварийных ситуаций необходимо иметь возможность быстро «включить» остановившийся по каким - либо причинам двигатель [6]. Таким образом, время запуска двигателя является одним из важнейших параметров, характеризующих работу системы запуска.

Конструктивно ТСВ выполняется с осевой или центростремительной турбиной. В качестве источников питания для воздушных стартеров могут использоваться: наземный источник питания, другой двигатель на летательном аппарате, вспомогательная силовая установка [2].

На рисунке 1.2 представлена типовая схема расположения ВСУ, ТСВ с заслонками и магистралей подвода сжатого воздуха пассажирского самолета.

Наземный

пневматический

соединитель

Рисунок 1.2 - Схема расположения ВСУ, ТСВ с заслонками и магистралями

подвода сжатого воздуха

Запуск ГТД может осуществляться на аэродроме от неподвижного состояния роторов до режима земного малого газа, в условиях полета от режима авторотации до режима полетного малого газа и в условиях полета после погасания камеры сгорания до режима полетного малого газа (встречный запуск).

По уровню частоты вращения вала двигателя пв запуск ГТД разбивают на три этапа, представленные на рисунке 1.3.

% ПР03Х % % П6

Рисунок 1.3 - Основные этапы запуска авиационного ГТД

На первом этапе от начала запуска при частоте вращения пв0 = пНЗ до вступления в активную работу турбины ГТД при частоте вращения пв1 = пРОЗЖ ротор раскручивается в основном турбинным пусковым устройством. В обзорной части работы [7] показано, что условия в камере сгорания, при которых возможен стабильный розжиг топливо-воздушной смеси, достигаются при частоте вращения ротора двигателя (ротора высокого давления) пРОЗЖ, составляющей обычно 15 - 30% от частоты вращения на максимальном режиме.

Увеличение частоты вращения ротора на первом этапе осуществляется благодаря превышению суммарной мощности ТСВ ЫТСВ и турбины ЫТ двигателя над мощностью сопротивления #СОПР, представляющей собой сумму потребных мощностей на привод компрессора, агрегатов и преодоление трения в опорах и уплотнениях: ЫТСВ + ЫТ > #СОПР. Следует отметить, что на этом этапе запуска мощность ЫТСВ существенно больше мощности ЫТ, обусловленной довольно малыми теплоперепадами на турбине вследствие незначительного повышения давления воздуха за компрессором ГТД.

Момент розжига топливо-воздушной смеси в камере сгорания является началом второго этапа запуска двигателя. С этого момента раскрутка ротора ГТД осуществляется ТСВ и турбиной двигателя, работающей при повышенной температуре на ее входе. Как и на первом этапе ЯТСВ + N > ЖСОпр.

Второй этап запуска завершается при достижении частоты вращения ротора пв2 = пСТ, при которой турбина развивает мощность, достаточную для обеспечения раскрутки ротора с заданным программой запуска темпом. Мощность ЫТСВ при частоте вращения пСТ близка к нулю и подача сжатого воздуха на ТСВ прекращается.

Третий этап запуска двигателя осуществляется его турбиной без ТСВ до достижения частоты вращения малого газа пв3 = пМГ. На этом режиме мощность ЫТ становится равной #СОПР МГ и двигатель выходит на установившийся режим работы малого газа.

К воздушным системам запуска на базе турбинных пусковых устройств предъявляются следующие основные требования:

- обеспечение возможности совместной работы ВСУ и ТСВ во всем диапазоне условий их эксплуатации;

- обеспечение раскрутки ротора ГТД до частоты вращения малого газа за определенный небольшой период времени;

- выполнение конструкции в виде одного или двух отдельных агрегатов, допускающих быструю замену в процессе технического обслуживания;

- обеспечение безопасной эксплуатации, ограничение максимального крутящего момента на выходном валу турбины ТСВ и ее максимальной частоты вращения;

- наличие аварийной системы отключения при возникновении нерасчетных условий и параметров работы;

- обеспечение минимальных массы и габаритов;

- низкая стоимость изготовления и технического обслуживания.

Приведенные выше требования необходимо учитывать при разработке новых и модернизации уже созданных и эксплуатируемых турбинных пусковых устройств.

При запуске двухвального или трехвального ГТД режимы работы каскадов компрессора изменяются. При этом в первую очередь необходимо обеспечить устойчивую работу компрессора высокого давления (КВД). На рисунке 1.4 представлена рабочая линия на характеристике КВД в процессе запуска ГТД. На первом этапе запуска, когда раскрутка ротора ГТД выполняется только стартером, при неработающей камере сгорания, а температура перед турбиной равна температуре за компрессором ТГ* = , рабочая линия будет представлена кривой «0-1». После розжига топливо-воздушной смеси при достижении частоты вращения пв1 температура газа перед турбиной ТГ* резко возрастает, а рабочая точка в начале второго этапа запуска смещается к границе устойчивой работы, что соответствует кривой «1-р». Далее на протяжении второго этапа и в начале третьего этапа запуска температура ГГ* поддерживается на максимально возможном уровне исходя из условия обеспечения устойчивой работы КВД (кривая р-2). В конце третьего этапа температура ГГ* снижается до ее значения на режиме малого газа 7р = 7р мг .

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Зубанов Василий Михайлович, 2021 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 ОСТ 1 01023-81 Системы запуска авиационных газотурбинных двигателей. - Введ. 1983-01-01. - М.: Стандартинформ. 1981. - 17 с.

2 Иноземцев А.А. Газотурбинные двигатели. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 3. - 227 с.

3 Кац Б.М. Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей / Б.М. Кац, Э.С. Жаров, В.К. Винокуров. - М.: Машиностроение, 1976. - 220 с.

4 Zoccoli Michael J. Development of the Next Generation Gas Turbine Based Jet Air Start Unit for the US Navy / M.J. Zoccoli, W.H. Cheeseman // Proceedings of the ASME 1998 International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition. -Stockholm: Sweden. - 1998. - 13 p. DOI 10.1115/98-GT-084.

5 Von Flue R.J. Pneumatic starting systems // Proceedings of the ASME 1967 Gas Turbine Conference and Products Show. -Houston: USA. - 1967. - 7 p. DOI 10.1115/67-GT-15.

6 Авиационные правила. Часть 33. Нормы летной годности двигателей воздушных судов. - М.: МАК. -2012. - 95 с.

7 Червонюк В.В. Источники неопределенности при проектировании пусковых устройств авиационных газотурбинных двигателей / В.В. Червонюк, М.Ю. Рыженко, Н.А. Мухаммедов // Вестник УГАТУ - 2018. - Т. 19, № 2 (68). -С. 93-99.

8 Чечулин А.Ю., Кривошеев И.А. Методика учета мощности, затрачиваемой на вращение ротора авиационного двигателя, в нелинейной динамической модели запуска авиационного газотурбинного двигателя // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника, 2017. №2 (49).

9 Мухаммедов Н.А. Моделирование запуска авиационного газотурбинного двигателя / Н.А. Мухаммедов, В.В. Червонюк // Вестник УГАТУ. -2016. - №1 (71).

10 Пат. 2 626 181 РФ, МПК F02C 9/26. Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя / В.В. Червонюк (РФ), Н.А. Мухаммедов (РФ). - № 2 016 105 661 / 17, заявл. 05.07.05; опубл. 24.07.2017, Бюл. № 21. - 5 с.

11 Selection of Parameters for 3D Finite-volume Mesh for CFD Simulation of Axial Turbines / G. Popov, V. Matveev, O. Baturin, J. Novikova, D. Kolmakova, A. Volkov // MATEC Web of Conferences. - 2018. - V. 220. - Article number 07001. -6 p. DOI 10.1051/matecconf/201822007001.

12 Marchukov E.Y. Gas Dynamic Modernization of Axial Uncooled Turbine by Means of CFD and Optimization Software / E.Y. Marchukov, I.N. Egorov // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering. - 2018. - V. 302, № 1. - Article number 012027. - 8 p. DOI 10.1088/1757-899X/302/1/012027.

13 Marchukov E.Y. Multidisciplinary optimization of the working process of uncooled axial turbine according to efficiency and strength criteria / E.Y. Marchukov, I. Egorov, G. Popov, A. Salnikov, E. Goriachkin, D. Kolmakova // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2017. - 2017. - Article number GT2017-64843. - 13 p. DOI 10.1115/GT2017-64843.

14 Salnikov A. Multidisciplinary design optimization of a bladed disc for small-size gas-turbine engines / A. Salnikov, M. Danilov // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2019. - 2019. - Article number GT2019-90974. - 9 p. DOI: 10.1115/GT2019-90974.

15 Ferrand A. High Fidelity Modeling of the Acceleration of a Turboshaft Engine During a Restart / A. Ferrand, M. Bellenoue, Y. Bertin, R. Cirligeanu, P. Marconi, F. Mercier-Calvairac // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2018: Turbomachinery Technical Conference and Exposition. - 2018. - Article number GT2018-76654. - 11 p. DOI 10.1115/GT2018-76654.

16 Tian T. Turbo Engine Starting Control Law Design and Process Simulation / T. Tian, C. Yu-chun, M. Xin-yue, Z. Chao // Proceedings of the 2018 9th International Conference on Mechanical and Aerospace Engineering (ICMAE). -2018. - p. 546-551. DOI 10.1109/ICMAE.2018.8467712.

17 JaeHyeon P. Design of an Air-Starter Turbine and Starting Performance Prediction Through the Numerical Analysis / P. JaeHyeon, P. Sooyoung, B JeHyun // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2015: Turbine Technical Conference and Exposition. - 2015. - Article number GT2015-43062. - 8 p. DOI 10.1115/GT2015-43062.

18 Быков Н.Н. Выбор параметров и расчет маломощных турбин для привода агрегатов / Н.Н. Быков, О.Н. Емин - М.: Машиностроение. - 1972. - 228 с.

19 Зарянкин А.Е. Радиально-осевые турбины малой мощности / А.Е. Зарянкин, А.М. Шерстюк. - М.: Машгиз. - 1963. - 248 с.

20 Емин О.Н. Воздушные и газовые турбины с одиночными соплами / О.Н. Емин, С.П. Зарицкий. - М.: Машиностроение. - 1975. - 216 с.

21 Шерстюк А.Н. Радиально-осевые турбины малой мощности / А.Н. Шерстюк, А.Е. Зарянкин. - М.: Машиностроение. - 1976. - 208 с.

22 Митрохин В.Т. Выбор параметров и расчет центростремительной турбины на стационарных и переходных режимах. - М.: Машиностроение. - 1974. -226 с.

23 Наталевич А.С. Воздушные микротурбины. - М.: Машиностроение. -1979. - 192 с.

24 Матвеев В.Н. Влияние фактора масштабности на КПД осевых и центростремительных воздушных микротурбин / В.Н. Матвеев, Н.Ф. Мусаткин // Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей. - КуАИ. -1989. - С. 54-59.

25 Матвеев В.Н. Экспериментальное определение влияния фактора масштабности на КПД микротурбин / В.Н. Матвеев, Н.Ф. Мусаткин, Н.Т. Тихонов // Изв. вузов. Авиационная техника. - 1977. - № 2. - С. 65-69.

26 Информационный бюлетень №26. Пермские авиационные двигатели. Август 2012 г. Режим доступа: http: //www. pmz.ru/pr/other/aviadv/IB 26A (дата обращения: 17.05.2021).

27 Зубанов В.М. Метод согласования совместной работы воздушного стартера и вспомогательной силовой установки / Г.М. Попов, В.М. Зубанов,

B.Н. Матвеев, О.В. Батурин, А.И. Корнеева // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. - 2020. - № 63. - С. 5-13.

28 Тихонов Н.Т. Теория лопаточных машин авиационных газотурбинных двигателей / Н.Т. Тихонов, Н.Ф. Мусаткин, В.Н. Матвеев// Самар. гос. аэрокосм. ун-т, Самара, 2001. - 155 с.

29 Зубанов В.М. Доводка воздушного турбостартера авиационного газотурбинного двигателя с учетом его совместной работы со вспомогательной силовой установкой / В.М. Зубанов, В.Н. Матвеев, Г.М. Попов, Ю.Д. Новикова // Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии им. П.А. Соловьева. - 2020. - №4(51). - С. 27-32.

30 Зубанов В.М. Метод согласования совместной работы вспомогательной силовой установки и турбостартера и определения времени запуска газотурбинного двигателя / Попов Г.М., Батурин О.В., Новикова Ю.Д., Зубанов В.М., Волков А.А., Корнеева А.И. // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. - 2020. - Т. 19. - №3. -

C. 39-50.

31 Александров В.Л. Воздушные винты [Текст] / В.Л. Александров // М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1951. - 447 с.

32 Munson B.R. Fundamentals of Fluid Mechanics / B.R. Munson,

D.F. Young, T.H. Okiishi. - New York: John Wiley & Sons, Inc., 1998. - 796 p.

33 Sexton W. A method to control turbofan engine starting by varying compressor surge valve bleed. Master of Science Thesis. - Blacksburg Virginia. - 2001. -112 p.

34 Gaudet, S.R. Development of a dynamic modeling and control system design methodology for gas turbines [Текст] / S.R. Gaudet // Carleton University, Ottawa, Ontario, Canada, 2007. - 312 p.

35 ПАО «ОДК-Кузнецов»: [сайт]. - URL: http://www.kuznetsov-motors.ru/ (дата обращения: 28.09.18).

36 Перепрофилирование трехступенчатого осевого компрессора с помощью методов математической оптимизации / Батурин O.B., Попов Г.М., Горячкин Е.С. и др. // Труды МАИ. — 2015. — № № 82. — С. 1-33.

37 Рихтер Д. CLR via C#. Программирование на платформе Microsoft.NET Framework 4.5 на языке C#. - M.: Питер. -2016. - 896 c.

38 Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭBM № 2019663216. Программа определения времени запуска турбомашины Turbomachine Start Time Calculation / B.M. Зубанов, Г.М. Попов, Е.С. Горячкин и др. Заявка № 2019661995. Дата поступления 30 сентября 2019 г. Зарегистрировано в Реестре программ для ЭBM 11 октября 2019 г.

39 Гарбарук АЗ. Течение вязкой жидкости и модели турбулентности: методы расчета турбулентных течений: кон. лекций. - СПб.: изд. СПбГПУ, 2010. -127 с.

40 Попов Г.М. Методы формирования численных моделей рабочего процесса осевых неохлаждаемых авиационных турбин: дис. канд. техн. наук: 05.07.05 / Попов Григорий Михайлович. - Самара, 2018. - 176 с.

41 ^^щенко ДЗ. Исследование течений вязкой незжимаемой жидкости на основе расчетного комплекса FLUENT: учеб. пособие. - СПб.: Изд. СПбГМТУ. -2004. - 94 с.

42 Numeca FineTurbo, Режим доступа: https://www.numeca.com/product/fineturbo (дата обращения 28.09.18).

43 Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭBM № 2013617453. Программное средство создания и модификации компьютерных моделей лопаток турбомашин Profiler / Шаблий Л.С. Заявка № 2013614900. Дата поступления 17 июня 2013 г. Зарегистрировано в Реестре программ для ЭBM 14 августа 2013 г.

44 Popov G. Selection of Parameters for Blade-To-blade Finite-volume Mesh for CFD Simulation of Axial Turbines / G. Popov, V. Matveev, O. Baturin etc. // MATEC Web of Conferences. — 2018. — Vol. 220. - 8p.

45 Popov G. Selection of Parameters for 3D Finite-volume Mesh for CFD Simulation of Axial Turbines / G. Popov, V. Matveev, O. Baturin etc. // MATEC Web of Conferences. — 2018. — Vol. 220. - 6 p.

46 Matveev V. The Best Settings of Numerical Models of Axial Gas Turbines for Obtaining Reliable Results and Optimization / V. Matveev, A. Volkov, V. Zubanov, Y. Novikova and D. Dmitriev // XXI International Conference Complex Systems: Control and Modeling Problems (CSCMP). - 2019. - pp. 529-534.

47 Marchukov E. Numerical Modeling of the Axial Turbine Work-flow to Improve Its Efficiency [Текст]/ E. Marchukov, I. Egorov, E. Goriachkin, V. Zubanov and A. Volkov// XXI International Conference Complex Systems: Control and Modeling Problems (CSCMP). - 2019. - pp. 509-513.

48 Овсянников Б. В. Теория и расчет турбомашин: учебное пособие для студентов высш. учеб. заведений РФ, обучающихся по специальности 160302 "Ракетные двигатели" направления подгот. дипломир. специалистов 160300 "Двигатели летательных аппаратов" / Б. В. Овсянников, М. В. Краев, В. В. Черваков. - Электрон. текстовые дан. - Красноярск: СибГАУ; Москва: МАИ. -2012. - 224 с.

49 Dixon S.L. Fluid Mechanics and Thermodynamics of Turbomachinery. -C. Hall 7th Edition. — Butterworth-Heinemann, Elsevier. - 2014. - 537 p.

50 Lewis R. I. Turbomachinery performance analysis. - Elsevier Science & Technology Books Pub. - 1996. - 329 p.

51 Popov G. Optimization of an air turbo starter considering its joint work with an auxiliary power unit / G. Popov, V. Zubanov, O. Baturin, D. Kolmakova, Y. Novikova, A. Volkov // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2020. - 2020. - V. 2C-2020. - paper № V02CT35A050.

52 Popov G. Optimization of a single-stage air starter turbine / G. Popov, O. Baturin, V. Zubanov, D. Kolmakova, A. Korneeva, A. Volkov // Proceedings of the 10th International Conference on Simulation and Modeling Methodologies, Technologies and Applications (SIMULTECH 2020). - 2020. - pp. 155-162.

53 Popov G.M. The method of matching the joint work of the auxiliary power unit and turbostarter and determining the start time of the gas turbine engine / G.M. Popov, O.V. Baturin, V.M. Zubanov, Y.D. Novikova, A.I. Korneeva, I.N. Egorov // Proceedings of the AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum. - 2020. - pp. 1-10.

54 Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник для студентов вузов, обучающихся по специальности "Авиационные двигатели и энергетические установки" направления подготовки дипломированных специалистов "Двигатели летательных аппаратов" / В. В. Кулагин, С. К. Бочкарев, И. М. Горюнов [и др.]; Под редакцией В.В. Кулагина. - Москва: Научно-техническое издательство "Машиностроение", 2005. - 464 с. - ISBN 5217032030.

55 Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ № 2019612388. Программа автоматизированной обработки результатов численного моделирования и оценки колебаний параметров Estimation of Integral Parameters and Non-uniformity / Зубанов В.М., Попов Г.М., Батурин О.В. и др. Заявка № 2018664454. Дата поступления 14 декабря 2018 г. Зарегистрировано в Реестре программ для ЭВМ 19 февраля 2019 г.

56 Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ № 2019612699. Программа автоматизированной обработки результатов численного моделирования турбомашин CFPost Radial / Горячкин Е.С., Попов Г.М., Батурин О.В. и др. Заявка № 2018665025. Дата поступления 24 декабря 2018 г. Зарегистрировано в Реестре программ для ЭВМ 26 февраля 2019 г.

57 ГОСТ 4401-81 Атмосфера стандартная. Параметры [Текст]. -Введ. 1982-01-07. - М.: Стандартинформ, 1981. - 180 с.

58 IOSO Optimization Technology. Точка доступа: http://www.iosotech.com.

59 Marchukov E. Optimization of a three spool axial compressor to increase the efficiency of a gas turbine engine / E. Marchukov, I. Egorov, G. Popov, O. Baturin, E. Goriachkin, Y. Novikova // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering. - 2019. - V. 604, № 1. - Article number 012048. - 12 p. DOI 10.1088/1757-899X/604/1/012048.

60 Marchukov E. Optimization of geometry blade for modern high pressure compressor / E. Marchukov, I. Egorov, G. Kretinin, B. Karonic, K. Fedechkin // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering. - 2019. - V. 604, № 1. - Article number 012049. - 8 p. DOI 0.1088/1757-899X/604/1/012049.

61 Buyukli T. High-loaded compressor blisk-type impeller multidisciplinary optimization / T. Buyukli, A. Salnikov, Y. Fedorchenko // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2017. - 2017. - Charlotte: United States. - 12 p. DOI: 10.1115/GT2017-64116.

62 Numeca AutoBlade, Режим доступа: https://www.numeca.com/product/finedesign3d (дата обращения 28.09.18).

63 Zubanov V.M. Optimization of an air turbostarter of a launch system for gas turbine engine / V.M. Zubanov, G.M. Popov, A.A. Volkov, I. Egorov, E. Marchukov // Proceedings of the AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum. - 2020. - pp. 1-9.

64 Kuzmenko M.L. Optimization of the gas turbine engine parts using methods of numerical simulation / M.L. Kuzmenko, Yu.N. Shmotin, I.N. Egorov, K.S. Fedechkin // Proceedings of the ASME Turbo Expo 2007. - 2017. - Montreal: Canada. - Article number GT2007-28205. - pp. 425-431. DOI 10.1115/GT2007-28205.

65 Zubanov V. Method for determining the applicability of an air turbine for operation in a gas turbine engine launch system / V. Zubanov, G. Popov, I. Egorov, E. Marchukov, Y. Novikova // Proceedings of the 10th International Conference on Simulation and Modeling Methodologies, Technologies and Applications (SIMULTECH 2020). - 2020. - pp. 147-154.

66 Popov G. Improving the start-up parameters of a gas turbine engine by adaptation the air turbine starter / G. Popov, V. Matveev, V. Zubanov, Y. Novikova, D. Kolmakova, A. Korneeva // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering. - 2020. - V. 904(1). - paper № 12006.

67 Popov G.M. A method for checking the possibility of joint work of the auxiliary power unit and the starter / G.M. Popov, V.M. Zubanov, Y.D. Novikova, V.N. Matveev, O.V. Baturin // Journal of Physics: Conference Series. - 2021. - V. 1891(1). -paper № 012010.